航空工艺技术
AERONAUTICAL MANUFACTURING TECHNOLOGY
1999年　第4期　No.4




前襟操纵拉杆开裂分析及改进措施
Cracking Analysis and Improvement Measures of Front Flap Pull Rod
徐世清
　　［摘要］　通过普查和典型件分析，查明了拉杆开裂是结构设计不当、制造未达到要求、装配预紧力控制不严及服役期间条件较差造成的。据此，在设计和生产中采取了改进措施。
　　关键词： 拉杆　渗氮　疲劳　磨蚀　开裂
　　［ABSTRACT］　By general investigation and typical piece analysis, the unsuitable structure design, manufacture not meeting requirement, assembly pretightening force not controlled strictly, and bad service condition are found to give rise to the crack of pull rod. Corrections have been made in design and production.
　　Keywords: Pull rod　Nitration　Fatigue　Abrasion　Cracking
　　某型机飞行中发现右前缘机动襟翼下掉，在压杆修正坡度状态下安全着陆。地面分解检查发现拉杆的杆端关节轴承耳环断裂，确认为疲劳失效。拉杆的外观形貌见图1，两端耳环的结构形式和尺寸相同，孔内装有轴承内圈。

图1　拉杆外观图（×0．32）
Fig.1　Rod appearance(×0．32）
　　普查已装机拉杆296根、共498个带耳环零件，发现有裂纹的152件，其中，耳环螺杆开裂75件，耳环螺套开裂97件。普查未装机带耳环的成品零件562件，发现有裂纹的1件。
　　用目视或低倍放大镜观察开裂部位，在耳环孔边上能见到崩落缺口，经磁粉探伤，发现有细小的裂纹。开裂部位在耳环的孔边或内孔，分布于孔的横向中心线附近。
1　典型件分析
　　选取了供分析用的7个典型件，其简况见表1。
表1　典型件简况

　
件
号飞行时间/
h起落
次数零件
名称裂纹
部位裂纹
条数裂纹长度/
mm
0——螺杆孔边　101．0～1．5
1196294螺杆孔内13.0
2337341螺杆孔边23．0～4．0
3112178螺杆孔内112.0
42742螺杆孔内19.0
5307315螺杆———
6307315螺套———

1.1　断口分析
　　扫描电镜观察到的裂纹及附近部位的断口全貌见图2。从图中可见，裂纹起源于孔边尖角处，向两侧及内部的渗氮层扩展，还未扩展到基体内部。表面渗氮层开裂断口呈解理断裂，能见到有疲劳扩展条纹及微裂纹存在，断口形貌见图3。渗氮层过渡区开裂断口呈解理及准解理断裂。未开裂的基体处，人工打开的断口呈韧性断裂。
1.2　表面伤痕检查
　　用目视或低倍放大镜观察时，除未装机成品开裂件外，在耳环内孔上均有不同程度的磨损及腐蚀凹坑，在凹坑及内孔中，还残存有呈暗红色的磨损及腐蚀产物。扫描电镜观察到的磨损及腐蚀凹坑形貌见图4。其中，4＃和5＃件的内孔上有多条相互平行、与轴线呈6°～10°倾斜的偏磨及啃伤，见图5。在多数耳环孔的边角处，能见到崩落掉块后所形成的不规则缺口。

图2　断口全貌
Fig.2　Full fracture view

图3　渗氮层疲劳扩展条纹
Fig.3　Fatigue expanding stripe on nitration layer

图4　磨损及腐蚀凹坑形貌
Fig.4　Appearance of wear and corrosion pit

图5　偏磨及啃伤形貌
Fig.5　Appearance of offset wear and bite
1.3　金相组织检查
1.3.1　渗氮层深度
　　设计要求渗氮层深度为0.2～0.3?mm。经测定，几乎所有零件的渗氮层深度均不符合要求。非内孔表面的深度普遍超出上限要求，内孔表面的深度普遍低于下限要求。有些零件内孔的中间表面已无渗氮层，尖角处的深度也仅为0.10?mm。
1.3.2　金相组织
　　除5＃及6＃未开裂件外，在耳环内孔与平面交界的尖角处及非内孔处的渗氮层表面上，均有较严重的网状氮化物，已超出标准要求，见图6。5＃及6＃未开裂件的内孔表面为索氏体，不符合标准中应为氮化索氏体的要求。非渗氮层基体的金相组织为索氏体和少量铁素体，符合标准要求。

图6　尖角处渗氮层金相组织(×500)
Fig.6　Metallurgical structure of nitration layer 
at sharp corner（×500）
1.4　化学成分
　　耳环螺杆和螺套的材料为38CrMoAlA，除4＃件的含碳量为0.46%超出标准外，其余均符合要求。
1.5　硬度检查
　　设计要求渗氮层硬度为HV645～795，基体硬度为HB302～355。经检测，渗氮层硬度普遍低于设计要求，有些只达到HV300～400左右；基体硬度基本合格。
1.6　预紧力检查
　　抽查了待出厂飞机的6根拉杆，预紧力为15～40.3?kN，左翼拉杆的平均值为18?kN，右翼拉杆的平均值为32.5?kN。在原装配状态下将螺纹多拧半扣时，预紧力将增大20～24?kN；将螺纹少拧半扣或1扣时，预紧力明显降低，但襟翼与机翼间的贴合间隙过大，已不能满足要求。
2　开裂原因分析
2.1　耳环结构设计不当
2.1.1　断裂部位是薄弱环节
　　拉杆的耳环结构经分段及模型简化后，取典型截面有限元计算时，可知耳环横向中心线附近是高应力区。这在总拉力破坏试验、疲劳模拟试验、确认断裂失效件及复查开裂件时均得到了验证。因此，可以确定断裂部位是该结构形式的薄弱环节。
　　设计时，为了安装轴承内圈的工艺需要，在孔的横向开有一个外径28.4?mm、宽17.5?mm的缺口。由于开了缺口，该处的受载面积减小，而且使结构上高应力区的应力集中程度更加严重，因而容易出现开裂或断裂。
　　按原设计要求，耳环孔与平面的转接处为0.5×45°倒角，但后期生产的图纸上被改为最大0．5×45°。这也是孔边及尖角处容易产生崩落或开裂的原因。
2.1.2　非配合面渗氮使脆性增大
　　使用时与轴承内圈配合的只是孔内球面，此表面渗氮可增加耐磨性。但设计中非配合面也渗氮，造成脆性增大，容易产生崩落或开裂。
2.2　制造未达到设计要求
2.2.1　渗氮层质量差
　　在渗氮深度检查时发现，内孔处的深度普遍低于要求，而非内孔处的深度超出要求。出现这种现象的原因是制造时内孔球面与轴承内圈在渗氮后选配，选配时内孔球面须经磨加工，所以实际要求的渗氮深度是0．32～0.42?mm。
　　在硬度检查时发现，有的零件非内孔表面渗氮层硬度超出要求，脆性较大而容易开裂。而有的零件内孔表面渗氮层被磨掉，硬度普遍低于要求，甚至已与基体的硬度相同，使用中与高硬度的轴承内圈配合时，很容易产生磨蚀。
　　从组织检查中可见，在内孔与平面交界的尖角处及非内孔的渗氮层上，有较严重的网状氮化物，由于渗氮层深度超出要求，加上有网状氮化物，因此表面脆性较大，容易产生崩落或开裂。
2.2.2　转接处未倒角
　　设计图将耳环孔与平面转接处的倒角改为最大0．5×45°，实际制造中未倒角，只是用砂布光一下，由于转接处很尖锐，又是应力集中部位，因此很容易产生崩落或开裂。
2.2.3　内孔有偏磨及残余应力
　　内孔表面上渗氮层深度和硬度不均匀主要是球面磨加工时偏磨造成的，使内孔表面的耐磨性有很大差异。
　　由于磨加工后有磁粉探伤工序，因此在成品复查中只发现有1件开裂。从内孔与非内孔处的渗氮层深度比较中可见，选配时内孔实际磨量过大，漏检的成品开裂件耳环孔边的10条细小裂纹，是磨加工应力过大造成的。磨加工后未进行消除应力的回火，即使未开裂，表面上也存在残余应力，在使用中与工作应力叠加后容易产生开裂。
2.2.4　开裂率与制造质量有关
　　在普查时发现，开裂率与使用时间没有直接关系，这说明使用时间不是疲劳裂纹的萌生和初期扩展的主要因素。从磁粉探伤和表面伤痕检查中可知，疲劳裂纹的形成与零件的加工质量有关。加工质量不好的零件，还未装机使用或只飞几个起落后，渗氮层表面就出现脆性开裂而成为疲劳源，继续使用中裂纹向渗氮层两侧、过渡区及基体内扩展，直至发生断裂失效。
2.3　装配时预紧力控制不严
　　为使襟翼与机翼间有良好的贴合，拉杆装配后须有一定的预紧力，但预紧力过大，当与工作应力叠加时，又会造成拉杆断裂失效。设计的最大预紧力应不大于34?kN，但实际装配时不测预紧力，通过调整螺杆上的螺纹来调节，用测量襟翼与机翼间的贴合间隙大小、并修锉配合件外形的方法来保证。
　　用耳环上贴应变片的方法，在空中及地面实测其载荷谱时发现，地面停放时机动襟翼处于收上位置，拉杆受拉应力；一般飞行时，拉杆受压应力；作超音速或过载为零的飞行时，拉杆也受拉应力。从预紧力抽查中可见，有时预紧力高达40.3?kN。总的说来，装配时预紧力控制不严也是造成拉杆断裂失效的原因。
2.4　服役期间条件较差
2.4.1　配合面间无润滑
　　在耳环内孔及轴承内圈表面上有较严重的锈蚀及磨蚀。这是因为U形关节轴承两配合面间无润滑，使用中部分表面裸露，停机及飞行中直接与外界接触，当外来杂质进入配合面，与自身的磨损微粒混合在一起时，会加剧生锈及磨蚀，使摩擦力增大而容易开裂。
2.4.2　有啃伤及卡滞
　　在表面检查时可见，内孔有多条相互平行、与轴线呈6°～10°倾斜的偏磨及啃伤痕迹。这是由于，一方面，孔边尖角处的脆性很大，使用中崩落掉块后，有的坚硬碎屑进入配合面间造成啃伤，啃伤的配合面会引起卡滞；另一方面，配合面间的生锈及磨蚀产物不仅加重了磨损，也能引起卡滞。虽然初期的卡滞现象较轻微、短暂，但会逐渐加重。卡滞使工作应力增大，容易造成开裂。
3　改进措施
3.1　改进耳环设计
　　将拉杆杆端原只有内圈不带油槽的UG20轴承，改成有内、外圈且内圈带油槽的UC20X标准轴承。轴承结构形式变更后需压装轴承外圈，因此内孔从S 29±0.025?mm改为35(J7)?mm；孔径加大后，为使整体承载能力不降低，耳环外圆从S 45.6±0.25?mm改为S R25　0－0．3?mm，并将耳环厚度从12　0－0．24?mm改为12.5±0.1?mm。同时，耳环螺杆及螺套的材料改为30CrMnSiA，轴承内、外圈的材料改为9Cr18。取消表面氮化处理要求，将热处理要求从σb=(1?080±100）?MPa提高到σb＝（1?175±100)?MPa。
　　耳环改进设计后，新拉杆作了拉断破坏试验，总破坏力由原来的146～156?kN增大为187?kN，提高了20%～28%。
3.2　增加预紧力检测要求
　　安装中增加预紧力检测要求，规定必须将拉杆的预紧力调整到15～20?kN。外场飞机在更换成新拉杆后也要作此项检测。
　　设计改进的新拉杆，已通过部级及用户的联合评审，并投入批生产。
作者单位：　成都飞机工业公司
