摘 要:某型直升机固定尾减速机钛合金内侧压板的3件35Ni4Cr2MoA钢连接螺栓在试车时 发生了断裂。通过宏观观察、断口分析、金相检验、力学性能试验和氢含量测试等方法,分析了连接 螺栓的断裂原因。结果表明:连接螺栓的失效模式为疲劳断裂,压板孔壁与螺栓杆部的局部挤压损 伤形成了疲劳裂纹源,试车过程中裂纹不断扩展,最终导致了连接螺栓的断裂。
关键词:连接螺栓;疲劳断裂;局部挤压;疲劳裂纹源
中图分类号:TG115.2 文献标志码:B 文章编号:1001-4012(2021)10-0051-04
35Ni4Cr2MoA钢作为一种超高强度合金钢在 航空工业领域中有重要作用[1]。该钢中的合金元素 镍、铬、钼 使 钢 的 过 冷 奥 氏 体 稳 定、淬 透 性 好。 35Ni4Cr2MoA钢主要用于制造承受疲劳载荷的关 键部件,如重要轴类、对接接头、螺栓及飞机起落 架等[2-5]。
某型号直升机尾减速器内侧钛合金侧压板在试 车时,3件特制高强度连接螺栓发生了断裂,该螺栓 的制造工艺流程:下料→镦头→热处理(盐浴淬火+ 回火)→车削→滚压螺纹→磨削→探伤→清洗→镀 铬→包装。螺栓强度要求为1760~2010MPa,硬 度要求为48~55HRC,试验安装力矩为50N·m。 试验前内侧压板部件如图1所示,螺栓对称布置于 内侧压板上,内侧压板整体受力状况见表1。绕z 轴旋转的弯矩和绕z 轴旋转的剪切力作用叠加,当 旋转至120°相位时,z轴扭矩最大。
笔者将螺栓残件带回,进行了一系列检验和分 析,并且追溯了生产档案,旨在对该批次螺栓断裂事 故进行原因分析并提出有效的改进和预防措施。
1 理化检验
1.1 宏观观察
为了便于分析,将断裂螺栓编号为1~3号。断 裂螺栓的外观形貌如图2所示,3件螺栓均断裂于 光杆部位。由图2可知,螺栓断面洁净,未见氧化、 腐蚀迹象,根据放射状裂纹收敛方向可判断裂纹源 均位于螺杆表面,其中1号和2号断裂螺栓的裂纹 源区附近可见明显的弧形扩展特征。1号和2号断 裂螺栓的断面平坦、颜色发暗,整体表现为疲劳断 裂。3号断裂螺栓的断面亦平坦,断裂源区位于剪 切唇对面,同样表现为疲劳断裂。
将上述3件断裂螺栓的裂纹源置于体视显微镜 下进行观察,如图3所示,可见裂纹源处的螺栓表面 镀铬层均有明显的挤压损伤痕迹。
1.2 断口分析
鉴于3件螺栓断口形貌类似,因此取1号断裂 螺栓采 用 无 水 乙 醇 超 声 清 洗 后 置 于 扫 描 电 镜 (SEM)下进行观察,如图4所示。可见裂纹源区 附近弧形扩展特征明显,这与宏观形貌一致,放大 形貌显示裂纹源区位于螺杆表面镀铬层处,镀铬 层挤压损伤严重,呈压溃状。断口以压溃处为源, 发生多源疲劳断裂。裂纹扩展区呈沿晶断裂形 貌,晶界可见鸡爪形态的撕裂棱。瞬断区(剪切唇 区)呈韧窝形貌,边缘镀铬层发生脆断。
1.3 金相检验
在螺栓断口附近取金相试样进行金相检验, 如图5所示。可见断裂螺栓的显微组织以均匀分 布的 板 条 状 回 火 马 氏 体 为 主,奥 氏 体 晶 粒 度 约8级。
1.4 力学性能试验
依据GB/T2975-2018《钢及钢产品 力学性能 试验取样位置及试样制备》,在断裂螺栓上制取拉伸 试样和硬度试样进行力学性能试验,结果见表2,可 见其力学性能均满足技术要求。
1.5 氢含量测试
在断裂螺栓上取样进行氢含量测试,结果见表 3,可见断裂螺栓的氢含量符合设计要求。
2 分析与讨论
根据上述理化检验结果可知,3件断裂螺栓的力学性能和氢含量均符合设计要求,显微组织无异 常。螺栓的断裂性质为多源疲劳断裂,疲劳源均位 于螺杆表面镀铬层被压溃处。
通常,工程上把零件材料的表面状态划分为3 个方面:表面应力状态、表面组织结构和表面粗糙 度[11]。这3个方面常有机联系在一起,共同作用, 难以分割。该断裂螺栓表面采用镀铬处理,表面硬 度较高,可有效提高螺栓的疲劳强度;但螺栓与压板 内孔采用过渡配合方式,服役过程中可能导致二者 之间相互挤压,产生局部应力集中,甚至镀铬层被压 溃;镀层破损后,表面粗糙度显著增大,相同的应力 水平下,零件的疲劳寿命随着表面粗糙度的增加而 降低,对于高强度、低韧性的材料,粗糙度的影响更 为明显[12]。因此,螺杆表面镀层被压溃后造成结构 损伤,再加上螺杆高强度的特性,使得疲劳性能大幅 下降,最终发生早期疲劳断裂。
3 结论及建议
连接螺栓的失效模式为疲劳断裂。造成螺栓发 生早期断裂的原因主要是螺栓与压板内孔配合方式 设计不合理,服役过程中二者相互干涉,造成螺杆表 面镀铬层破损,显著降低了螺栓的疲劳性能。
建议优化螺栓与压板内孔的连接方式,适当降 低螺栓基体强度。
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