搖臂接頭是飛機上的關(guān)鍵受力部件，有著受力嚴(yán)酷、工作環(huán)境惡劣、故障率高的特點，需對搖臂接頭進(jìn)行一系列嚴(yán)格的測試和試驗，其中，疲勞試驗是驗證其安全使用壽命的一項重要試驗。

某型機搖臂接頭疲勞試驗過程中，完成了2400h的著陸載荷譜和地面載荷譜試驗加載后，搖臂（見圖1）與機身連接的耳片出現(xiàn)裂紋，遠(yuǎn)未達(dá)到搖臂接頭的使用壽命要求。

 

在搖臂接頭疲勞試驗提前失效發(fā)生后，對疲勞破壞部位（見圖2）進(jìn)行了初步檢查，破壞現(xiàn)象如下：

（1）搖臂與機身連接的耳片內(nèi)側(cè)第二個耳片出現(xiàn)穿透性裂紋。

（2）內(nèi)孔鉻層表面質(zhì)量良好，未磨損至機體。

（3）耳片外端有一6mm×1.5mm×0.5mm（長×寬×深）凹坑，凹坑與裂縫重合，凹坑表面漆層良好。

表面凹坑明顯是一個加工缺陷，但是否是疲勞失效的原因，還需要從結(jié)構(gòu)設(shè)計、試驗加載、斷口分析、生產(chǎn)制造等各個環(huán)節(jié)進(jìn)行分析。

 

1.結(jié)構(gòu)設(shè)計分析

（1）耳片尺寸及設(shè)計要求  搖臂通過兩組雙耳與機身連接，耳片內(nèi)徑φ32mm，外徑φ58mm，單個耳片厚度7mm，如圖3所示。零件設(shè)計要求位：材料300M，σb=（1960 ±100）MPa，鍛件按Ⅱ類檢驗（Z101）；零件表面要求100%噴丸，噴丸強度0.15A～0.30A；φ32mm內(nèi)孔要求鍍鉻表面粗糙度0.8μm；耳片其他表面要求鍍鎘鈦，粗糙度1.6μm。

（2）疲勞分析 300M鋼（40CrNiSi2MoVA鋼）材料疲勞性能見表3。按設(shè)計圖紙要求：φ32mm內(nèi)孔噴丸后鍍鉻，其余部位噴丸鎘鈦，因此將φ32mm內(nèi)孔定義為光滑式樣噴丸強化及鍍鉻處理類，其余部位為光滑式樣噴丸強化類，耳片材料平均疲勞性能為865MPa?？紤]表面處理系數(shù)0.8，擦蝕系數(shù)取3，采用如圖4的S-N曲線，根據(jù)表1和表2使用的著陸、地面工況載荷譜，耳片安全壽命大于100000h，結(jié)構(gòu)設(shè)計具有足夠的疲勞強度。

表1 著陸工況

序號	載荷工況	加載次數(shù)
1	水平著陸	922
2	抬頭著陸	259
3	滑跑著陸	384
4	斜坡著陸	384
…	…	…

表2 地面工況

序號	載荷工況	加載次數(shù)
1	轉(zhuǎn)彎	2880
2	滑行	2880
3	剎車	2880

通過已完成的試驗次數(shù)進(jìn)行反算，得到耳片的應(yīng)力疲勞極限約300MPa，與表3中光滑試樣鍍鉻處理的疲勞極限相當(dāng)，因此，初步懷疑破壞耳片未進(jìn)行噴丸強化。

 

此外，耳片外表面凹坑的加工缺陷也會導(dǎo)致表面應(yīng)力集中，但外表面的應(yīng)力大大低于耳孔內(nèi)表面，也可能是裂紋原因。

 

表3  40CrNiSi2MoVA鋼材料疲勞性能表

熱處理狀態(tài)	表面狀態(tài)	σR（N=107）/MPa
870℃油淬+300℃回火2次，空冷	光滑試樣噴丸強化	1025
	光滑試樣電解拋光	785
	光滑試樣脫碳處理及噴丸強化	885
	光滑試樣脫碳處理	730
	光滑試樣噴丸強化及鍍鉻處理	865
	光滑試樣鍍鉻處理	265
	表面粗車（Ra3.2μm）及噴丸強化	960
	表面粗車（Ra3.2μm）	690

 

 

2.試驗加載分析

結(jié)構(gòu)強度試驗的三要素：載荷、邊界約束和測量系統(tǒng)，如果其中一個因素與設(shè)計狀態(tài)背離，就有可能導(dǎo)致試驗無效。試驗單位對試驗各環(huán)節(jié)進(jìn)行了檢查，結(jié)果如下：

（1）試驗件驗收、試驗設(shè)備計量、開試評審均按照質(zhì)量程序完成，試驗質(zhì)量受控。

（2）試驗安裝交點與裝機狀態(tài)一致，試驗加載程序及載荷與試驗任務(wù)書一致。

（3）使用過程側(cè)向加載時，用于模擬機身與搖臂連接接頭的夾具根部有變形，導(dǎo)致加載點產(chǎn)生偏移，最大偏移量45mm。

 

針對實際夾具根部變形導(dǎo)致加載點偏移情況，分別建立變形后的加載模型和不變形加載模型進(jìn)行耳片應(yīng)力分析，分析結(jié)果如下：

（1）著陸載荷工況，最大名義應(yīng)力由381.8MPa下降到372.2MPa，降低2.5%。

（2）地面載荷工況，最大名義應(yīng)力由246.3MPa下降到237.2MPa，降低3.7%。

夾具變形，并未造成搖臂耳片應(yīng)力增加，因此不會導(dǎo)致?lián)u臂耳片提前破壞。

 

3.試驗件斷口分析

 

（1）宏觀/微觀檢測

耳片斷口的整體形貌特征見圖5、圖6，從宏觀下觀察，裂紋從耳片內(nèi)表面呈線性起源，在擴展過程中留下清晰的疲勞弧線。最后斷裂的形貌呈剪切唇狀, 耳片外表面的凹坑位于瞬斷區(qū)，不是裂紋起源的原因。

 

耳片安裝孔區(qū)域形貌磨損嚴(yán)重，形貌被破壞，微觀形貌無法觀察，磨損分界部位的微觀結(jié)構(gòu)呈沿晶和解理斷裂形貌，如圖7、圖8所示。

 

在擴展區(qū)能觀察到細(xì)微的疲勞條帶，瞬斷區(qū)形貌為典型的韌窩形貌，如圖9、圖10所示。

在磨損區(qū)域和非磨損區(qū)的分界處發(fā)現(xiàn)微觀斷口的形貌為沿晶+解理形貌，擴展區(qū)的宏觀形貌有疲勞弧線特征，放大后的形貌有疲勞條帶，表明斷口斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂。

 

（2）能譜分析

用線切割切取試樣后觀察，從耳片的內(nèi)表面進(jìn)行觀察，發(fā)現(xiàn)裂紋附近有試驗過程中留下的微動磨損痕跡，同時有黑色的附著物，見圖11。

 

為確定黑色附著物成份，對斷口的磨損區(qū)域和沿晶斷裂區(qū)域進(jìn)行能譜分析，圖12為磨損區(qū)域的分析結(jié)果，圖13為沿晶形貌區(qū)域能譜分析的結(jié)果。

 

對源區(qū)和磨損分界沿晶形貌區(qū)進(jìn)行能譜分析，源區(qū)黑色磨損部位的Cr元素含量較高，而在沿晶區(qū)的Cr元素含量在正常范圍，表明該Cr元素的來源是裂紋產(chǎn)生后在試驗過程中因微動磨損而將鍍層上的Cr帶入。

 

（3）金相和硬度檢測

在耳片平行于斷口的部位截取試樣進(jìn)行制樣，進(jìn)行顯微組織檢測，發(fā)現(xiàn)組織為回火馬氏體，如圖14所示，微觀組織正常。

對耳片硬度進(jìn)行檢測，數(shù)據(jù)如表4所示。

 

表4  洛氏硬度測試結(jié)果（HRC）

測試點	1	2	3	4	5	6	7	平均值
測試值	45.3	45.1	45.2	48.2	47.4	45.9	47.8	46.4

 

洛氏硬度檢測結(jié)果的平均值為46.4HRC，在技術(shù)要求范圍內(nèi)，表明耳片材質(zhì)正常。

 

對耳片內(nèi)表面進(jìn)行鍍層檢查，發(fā)現(xiàn)中心鍍層有一較薄部位，最薄部位鍍層厚度為0.0098mm，其余均勻部位鍍層厚度為0.0245mm，如圖15所示。從鍍層形狀觀察，鍍層與基體結(jié)合部位平直，基體部位無凹凸不平的噴丸強化痕跡。

 

4.制造工藝檢查

對搖臂加工工藝、熱表工藝進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)機加工藝輸出沒有按照設(shè)計圖紙的要求執(zhí)行，將噴丸、鍍鉻順序顛倒。鍍鉻面無法進(jìn)行噴丸處理，故沒有對鍍鉻耳片孔φ32H8進(jìn)行噴丸處理。

 

5.試驗驗證

根據(jù)檢查結(jié)果，制造了新的試驗件，對耳片兩側(cè)和內(nèi)孔進(jìn)行了噴丸處理，并實施了1件新的疲勞試驗，完成了全部著陸和地面試驗載荷譜，并額外進(jìn)行了11萬次的著陸工況，試驗件仍未破壞，根據(jù)應(yīng)力分析，耳片處的應(yīng)力疲勞極限達(dá)到500MPa，與第1件疲勞極限300MPa相比，疲勞極限至少提高了67%以上。

 

6.結(jié)語

（1）根據(jù)試驗件斷口分析，裂紋源起始于耳片孔內(nèi)表面，外表面的凹坑加工缺陷不是導(dǎo)致耳片斷裂的主要因素，但裂紋正好通過凹坑，可見其一定程度上加劇了裂紋的產(chǎn)生，因此在制造中應(yīng)嚴(yán)格控制，避免此類表面加工缺陷。

（2）對300M這種高強度鋼，鍍鉻處理會導(dǎo)致其疲勞強度急劇下降，必須特別強調(diào)鍍鉻前的噴丸強化。在工藝實施中，局部連接區(qū)域由于空間小，噴丸處理有難度，但這些連接部位卻往往是結(jié)構(gòu)的疲勞關(guān)鍵區(qū)，因此在設(shè)計和制造時均應(yīng)充分考慮到噴丸強化。

 

作者：陶憲斌，曾玖海，苗洪濤，王勝霞

單位：中國直升機設(shè)計研究所