材料疲勞案例分析及設(shè)計(jì)

1、波音747的疲勞開裂Add your titleAdd your titleAdd your title報(bào)告內(nèi)容報(bào)告內(nèi)容疲勞破壞疲勞破壞 鋼材在連續(xù)反復(fù)荷載作用下，其應(yīng)力雖然沒有達(dá)到抗拉強(qiáng)度，甚至還低于屈服強(qiáng)度時(shí)，也可能發(fā)生突然破壞，這種現(xiàn)象稱為疲勞破壞。鋼材在疲勞破壞之前，沒有明顯的變形，是一種突然發(fā)生的脆性斷裂，所以疲勞破壞屬于反復(fù)荷載作用下的脆性破壞。鋼材的疲勞破壞是經(jīng)過長時(shí)間的發(fā)展過程才出現(xiàn)的，其破壞過程可分為三個(gè)階段：裂紋的形成、裂紋緩慢擴(kuò)展、最后迅速斷裂而破壞。鋼材的疲勞破壞首先是由于鋼材內(nèi)部結(jié)構(gòu)不均勻和應(yīng)力分布不均勻所引起的。應(yīng)力集中可以使個(gè)別晶粒很快出現(xiàn)塑性變形及硬化，從而大大

2、降低鋼材的疲勞強(qiáng)度。對(duì)于承受連續(xù)反復(fù)荷載的結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮鋼材的疲勞問題。反復(fù)作用的荷載值不隨時(shí)間變化，則在所有應(yīng)力循環(huán)內(nèi)的應(yīng)力幅將保持常量，稱為常幅疲勞。若反復(fù)荷載作用下，應(yīng)力循環(huán)內(nèi)的應(yīng)力隨時(shí)間隨機(jī)變化，則稱為變幅疲勞。波音波音747的疲勞開裂的疲勞開裂 事件回顧 2002年5月25日，中華航空611號(hào)班機(jī)為一架波音747-209B型客機(jī)，由桃園國際機(jī)場(chǎng)前往香港國際機(jī)場(chǎng)途中，因金屬疲勞導(dǎo)致飛機(jī)在澎湖外海35,000呎高空解體墜毀。206名乘客及19名機(jī)組員無人生還。原因追溯原因追溯 1980年2月7日，該航機(jī)在香港啟德機(jī)場(chǎng)曾因重落地?fù)p傷到機(jī)尾蒙皮。 損傷到機(jī)尾后，華航僅用一塊面積與受損蒙

3、皮相若的鋁版覆蓋該處（根據(jù)波音的維修指引，新蒙皮的面積須較受損的大最少30%），并沒有依波音所訂的維修指引把整塊蒙皮更換，造成該地方累積了金屬疲勞的現(xiàn)象。22年來，維修人員沒有察覺任何異常。 該處裂開后，造成空中失壓解體。根據(jù)事故后回收的機(jī)身殘骸，該處裂痕至少長達(dá)90.5吋（約2.3米），而研究顯示在高空中飛機(jī)上的裂痕超過58吋（約1.5米）時(shí)就會(huì)有結(jié)構(gòu)崩毀的可能。飛機(jī)金屬疲勞與交變載荷飛機(jī)金屬疲勞與交變載荷在服役期間，飛機(jī)不斷重復(fù)著起飛、飛行與降落這一過程，而在每次起飛、飛行與降落過程中，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)都承受著各種各樣反復(fù)作用的疲勞載荷。這些疲勞載荷主要包括：1 跑道上顛簸的地面滑行載荷；飛2

4、行中大氣紊流(亂流)引起的“突風(fēng)載荷”；3飛機(jī)作仰俯、偏航以及側(cè)身等動(dòng)作時(shí)的機(jī)動(dòng)載荷； 4飛機(jī)著陸時(shí)的撞擊載荷： 5氣密座艙飛機(jī)艙內(nèi)增壓一卸壓的所謂“地空地”循環(huán)載 這些載荷通常都比較小，不足以使飛機(jī)結(jié)構(gòu)發(fā)生一次性斷裂，但它們?nèi)諒?fù)一日，年復(fù)一年地作用在飛機(jī)上， 飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的疲勞損傷便會(huì)在不知不覺中累積。一旦這種疲勞損傷累積到一定程度，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)就會(huì)開裂，從而發(fā)生破壞，并最終誘發(fā)空中解體。飛機(jī)金屬疲勞與腐蝕疲勞飛機(jī)金屬疲勞與腐蝕疲勞 統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明，飛機(jī)結(jié)構(gòu)中有半數(shù)以上的破壞形式與腐蝕或腐蝕疲勞有關(guān)。 由于具有重量輕、強(qiáng)度好等優(yōu)越性能的高強(qiáng)度鋁合金已成為航空領(lǐng)域中使用最為廣泛的金屬材料。然而從目前

5、對(duì)高強(qiáng)度鋁合金腐蝕疲勞的研究成果來看，鋁合金對(duì)腐蝕引起的破壞是敏感的，腐蝕環(huán)境往往會(huì)使鋁合金結(jié)構(gòu)的疲勞壽命大大縮短。飛機(jī)金屬疲勞與聲疲勞飛機(jī)金屬疲勞與聲疲勞 噪聲源以壓力波的形式帶動(dòng)周圍的空氣振動(dòng)，將聲波向四周傳播，當(dāng)聲波遇到飛機(jī)結(jié)構(gòu)時(shí)，便會(huì)在結(jié)構(gòu)上形成聲壓。現(xiàn)代飛機(jī)的噪聲源除了發(fā)動(dòng)機(jī)外，還包括飛機(jī)的輔助動(dòng)力裝置、航炮或火箭發(fā)射，以及機(jī)體附面層氣流起伏引起的飛行器結(jié)構(gòu)振動(dòng)等。 聲疲勞同其他由于隨機(jī)載荷而產(chǎn)生的疲勞破壞沒有本質(zhì)上的區(qū)別。它同樣可以使飛機(jī)的薄板結(jié)構(gòu)因聲致振動(dòng)而產(chǎn)生破壞；或引起鉚釘松動(dòng)、斷裂、甚至飛掉；有時(shí)還會(huì)引起蒙皮撕裂。這些故障都會(huì)影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性與安全性。cffbffpeN

6、NE)2()2(222應(yīng)變應(yīng)變-疲勞壽命公式：疲勞壽命公式：總應(yīng)變幅值與疲勞壽命的關(guān)系示意圖應(yīng)變-疲勞壽命曲線通常由一系列應(yīng)變疲勞試驗(yàn)確定。 彈性線與塑性線交點(diǎn)稱為疲勞壽命轉(zhuǎn)變點(diǎn)。 從圖中可以看出，在短壽命高應(yīng)變區(qū)，疲勞壽命主要取決于 ，因而提高材料的塑性有助于提高疲勞抗力；而在長壽命低應(yīng)變區(qū)，疲勞壽命主要取決于彈性應(yīng)變，提高強(qiáng)度 ( )，則在同樣的應(yīng)變幅下可延長壽命，或者，對(duì)于同樣的疲勞壽命，材料可經(jīng)受更大的應(yīng)力幅值。ffff疲勞裂紋擴(kuò)展的概念疲勞裂紋擴(kuò)展的概念 承受結(jié)構(gòu)或元件，由于交變載荷的作用，或者由于載荷和環(huán)境侵蝕的聯(lián)合作用，會(huì)產(chǎn)生微小的裂紋，裂紋將隨著交變載荷周次的增加或環(huán)境侵蝕時(shí)間

7、的延長而逐漸擴(kuò)展。隨著裂紋尺寸增大，結(jié)構(gòu)或元件的剩余強(qiáng)度逐步減小，最后導(dǎo)致斷裂。 疲勞裂紋的萌生從宏觀而言，總是起源于應(yīng)力集中區(qū)、高應(yīng)變區(qū)、強(qiáng)度最弱的基體、結(jié)構(gòu)拐角、加工切削裂焊縫、腐蝕坑等區(qū)域。從微觀而言可分為滑移帶開裂、晶界開裂、非金屬夾雜（或第二相）與基體界面開裂三種機(jī)制。 疲勞裂紋擴(kuò)展的定量表示用 或 ， 是交變應(yīng)力的循環(huán)次數(shù)增量， 是相應(yīng)的裂紋長度的增量。N aNdda疲勞裂紋擴(kuò)展速率疲勞裂紋擴(kuò)展速率 稱為疲勞裂紋擴(kuò)展速率，表示交變應(yīng)力每循環(huán)一次裂紋長度的平均增量，它是裂紋長度a、應(yīng)力幅度或應(yīng)變幅度的函數(shù)。NaNa Paris等對(duì)A533鋼在室溫下，針對(duì) 的情況收集了大量數(shù)據(jù)，總結(jié)除

8、了著名的經(jīng)驗(yàn)公式，帕里斯公式。 1 . 0maxminKKR在低振幅下觀察到 ，而在高振幅下為次/10137cm次/10132cm對(duì)數(shù)形式對(duì)數(shù)形式KmCNlglgddalg疲勞裂紋擴(kuò)展速率疲勞裂紋擴(kuò)展速率Paris（帕里斯）公式（帕里斯）公式（1963年）年）mdda）（ KCNC、m是材料常數(shù)，對(duì)于同一材料，m不隨構(gòu)件的形狀和載荷性質(zhì)而改變，常數(shù)C與材料的力學(xué)性質(zhì)（如 及硬化指數(shù)等）、試驗(yàn)條件有關(guān)。sminmaxKKK疲勞裂紋擴(kuò)展速率疲勞裂紋擴(kuò)展速率第一階段低速率區(qū)第一階段低速率區(qū)也稱做疲勞裂紋擴(kuò)展緩慢區(qū)，存在著一個(gè)疲勞裂紋擴(kuò)展的門檻值 當(dāng) 低于 疲勞裂紋不擴(kuò)展或擴(kuò)展速率極其緩慢thKK循環(huán)

9、/mm10dda7-NthK材料的裂紋剛形成，因此應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)度因子低，使得裂紋尖端塑性區(qū)尺寸?。涣鸭y尖端滑移帶發(fā)生急劇形變過程，通過剪切脫粘形成新的裂紋面；擴(kuò)展距離一般在35個(gè)晶粒尺寸范圍該階段在疲勞總壽命中的比例往往較大，有時(shí)占到總壽命90。斷口為鋸齒形，或解理小平面第二階段第二階段 ：中速率裂紋擴(kuò)展區(qū)：中速率裂紋擴(kuò)展區(qū)疲勞裂紋擴(kuò)展遵循冪函數(shù)規(guī)律，也就是疲勞裂紋擴(kuò)展率可以用應(yīng)力強(qiáng)度幅值 的冪函數(shù)表示，這就是目前采用的Paris公式。KKdN/da疲勞裂紋擴(kuò)展速率疲勞裂紋擴(kuò)展速率 有良好的對(duì)數(shù)線性關(guān)系。利用這一關(guān)系進(jìn)行疲勞裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測(cè)，是疲勞斷裂研究的重點(diǎn)。 在第2階段中，形成疲勞條紋，每一

10、次應(yīng)力循環(huán)形成一條疲勞條紋時(shí)，疲勞條紋的間距為da/dN。 隨著疲勞裂紋的擴(kuò)展，應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)度因子范圍增大，因此da/dN增大。環(huán)境對(duì)第環(huán)境對(duì)第2擴(kuò)展階段的影響擴(kuò)展階段的影響 1968年發(fā)現(xiàn)的現(xiàn)象：在潮濕空氣中鋁合金能夠形成清晰的疲勞條紋，但在真空中卻不能形成疲勞條紋。 1983年發(fā)現(xiàn)在真空中鋁合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率低于潮濕空氣條件 在2024Al，7075Al，TC4中也有類似現(xiàn)象。 上述材料共同的特點(diǎn)是在潮濕空氣中能夠形成氧化膜。疲勞裂紋擴(kuò)展速率疲勞裂紋擴(kuò)展速率第三階段：高速率裂紋擴(kuò)展區(qū)第三階段：高速率裂紋擴(kuò)展區(qū)即當(dāng) 時(shí)，試樣迅速發(fā)生斷裂，實(shí)際上存在一個(gè)上限值 當(dāng) 急速增加，一般用鉛垂?jié)u近線表示

11、。Foreman等提出公式：等提出公式：KKRKCN-1ddacmNKKLdda6 . 0/thf時(shí)，cmaxKKLKf 斷裂時(shí)裂紋長度取決于材料的斷裂韌性 此時(shí)裂紋長度已經(jīng)較大，因此K較大，此時(shí)裂紋擴(kuò)展速率很快，試驗(yàn)環(huán)境對(duì)擴(kuò)展速率影響不大。 斷口上有疲勞條紋，還可能有韌窩或結(jié)理斷裂刻面，而韌窩或解理斷裂對(duì)組織敏感，因此這一階段擴(kuò)展速率對(duì)材料組織十分敏感。 從機(jī)制上有交變應(yīng)力作用下的塑性銳化機(jī)制，也有單調(diào)加載條件下的微孔聚集機(jī)制影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素1、平均應(yīng)力的影響、平均應(yīng)力的影響 通過實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，除了 是控制裂紋亞臨界擴(kuò)展的重要物理量外，其他如平均應(yīng)力、應(yīng)力條件

12、、加載頻率、溫度和環(huán)境等，對(duì) 均有影響，現(xiàn)簡述如下dNdaK 給定 下在裂紋擴(kuò)展的三個(gè)區(qū)域內(nèi)da/dN均隨R增大而增大，表現(xiàn)為 曲線整體向左移動(dòng)。KKdNda/圖圖4-9在同一 下，平均應(yīng)力越高， 越大。而前面講的Forman公式即反映了 時(shí)的特性，又考慮了平均應(yīng)力的影響。 cKKmaxKdNdaKKRKCN-1ddacmmax)1 (KRK由：由：則：則：dNdacKKmaxlim即：即：疲勞擴(kuò)展裂紋具有 的奇異性，高速區(qū)的上限 隨R增加而降低。 11KKRccKR1影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素 如果平均應(yīng)力為壓應(yīng)力

13、，則在相同的 下，與平均應(yīng)力為拉應(yīng)力或?yàn)榱阆啾龋诹鸭y擴(kuò)展速率 降低。KdNda/ 在一般情況下，構(gòu)件表面殘余拉應(yīng)力會(huì)使交變應(yīng)力中的平均應(yīng)力水平增高；反之，表面殘余拉應(yīng)力，會(huì)使交變應(yīng)力中的平均應(yīng)力水平降低。 工業(yè)上通常采用滲碳、滲鋁、表面淬火、外表面滾壓、內(nèi)表面擠壓以及噴丸強(qiáng)化工藝來引入殘余壓應(yīng)力。影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素2、超載的影響、超載的影響 過載峰對(duì)隨后的低載恒幅下得裂紋擴(kuò)展速度有明顯的延緩作用，延緩作用僅限于一段循環(huán)周期，在此周期后， 又逐漸恢復(fù)正常。dNda/對(duì)于這個(gè)現(xiàn)象的定量分析有兩種模型：對(duì)于這個(gè)現(xiàn)象的定量分析有兩種模型：上面的圖是2024-T3鋁

14、的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，施加了三次高載后，壽命延長了四倍。高載可使后續(xù)低載循環(huán)中 下降，甚至止裂。dNda/五、影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素五、影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素（1）Wheeler模型模型過載峰使裂紋尖端形成大塑性區(qū) ，而塑性區(qū) 是隨后在恒定 作用下裂紋擴(kuò)展的主要障礙，使裂紋擴(kuò)展產(chǎn)生停滯效應(yīng)。OLrOLrK五、影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素五、影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素 其對(duì)其對(duì)Paris公式的修正式為：公式的修正式為：mpiKCCdNda延緩反映停滯效應(yīng)的延緩參量取為 ，其值為01。piC（2） Elber模型模型 裂紋閉合模型：改模型認(rèn)為，過載峰在裂紋頂端造成一個(gè)大塑性區(qū)，塑性區(qū)內(nèi)的材料受到比周圍

15、彈性區(qū)更大的拉伸并產(chǎn)生永久變形，卸載后，由于塑性區(qū)周圍的彈性區(qū)的彈性變形要恢復(fù)，但是由于塑性區(qū)內(nèi)的塑性變形的不可逆性，所以在塑性區(qū)內(nèi)就會(huì)產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力，由于此項(xiàng)殘余影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素 壓應(yīng)力在隨后的加載過程中將抵消掉一部分外加的張應(yīng)力，所以裂紋頂端的有效應(yīng)力強(qiáng)度因子幅就小于外加的實(shí)際張應(yīng)力，裂紋的擴(kuò)展速率也因而減慢；經(jīng)過一定次數(shù)的循環(huán)以后，隨著裂紋的不斷擴(kuò)展而穿越過載峰引起的大塑變區(qū)以后，此項(xiàng)閉合效應(yīng)才會(huì)消失，裂紋的擴(kuò)展速率也重新恢復(fù)到正常狀態(tài)。 Elber取疲勞裂紋開始張應(yīng)力的取疲勞裂紋開始張應(yīng)力的 ，引進(jìn)有效應(yīng)力強(qiáng)度因，引進(jìn)有效應(yīng)力強(qiáng)度因子幅度：子幅度：O

16、PKUKeff式中式中minmaxmax-OPU 五、影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素五、影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素 將疲勞裂紋擴(kuò)展速率寫成將疲勞裂紋擴(kuò)展速率寫成meffKCdNda延緩比較比較Wheeler模型可知：模型可知：meffmpiKKCmpiUC可得：可得：3、加載頻率影響、加載頻率影響圖示材料在不同加載頻率下裂紋擴(kuò)展速率實(shí)驗(yàn)結(jié)果K影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素（1）在低速區(qū)，加載頻率對(duì)裂紋擴(kuò)展速率基本無影響（2） 達(dá)到某一轉(zhuǎn)折點(diǎn)后，加載頻率越低， 越高 dNda/加載頻率的影響可表為 mf）（ KAdNda 一般，頻率的影響比應(yīng)力比的影響要小很多，在室溫、無腐蝕條

17、件下，100Hz頻率的影響可忽略。影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素影響疲勞裂紋擴(kuò)展速率的因素式中：式中：m=3.06（AISI304,1000 ）；）；A（f）是加載頻率）是加載頻率f的函數(shù)的函數(shù) 此外， 試驗(yàn)表明，隨著溫度增加，疲勞裂紋擴(kuò)展率將會(huì)增加，疲勞壽命將會(huì)降低，在高溫情況下，應(yīng)力腐蝕的作用也會(huì)增強(qiáng)。實(shí)例實(shí)例:摩托車發(fā)動(dòng)機(jī)連桿斷裂原因分析摩托車發(fā)動(dòng)機(jī)連桿斷裂原因分析 廣東某摩托車廠一輛摩托車在運(yùn)行了2000km后發(fā)生機(jī)械故障，經(jīng)拆機(jī)檢查，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)曲軸連桿斷裂。 據(jù)悉該連桿材料為20CrMnTi，表面經(jīng)過滲碳處理。 連桿工作原理見圖1，連桿的往返運(yùn)動(dòng)帶動(dòng)兩傳動(dòng)曲軸轉(zhuǎn)動(dòng)。1宏觀檢查宏觀檢查失效

18、連桿件有兩個(gè)斷口在連桿斷裂端的軸承弧面可見許多與斷口平行的裂紋圖圖3(a)3(a)； 斷裂端一側(cè)面存在強(qiáng)烈磨擦痕跡圖3(b)，磨損深度達(dá)0.5mm； 軸承弧面靠近磨擦側(cè)面一端可見藍(lán)灰色的高溫氧化痕跡圖3(c) 。 斷口1(圖2左邊的斷口)較為光滑平整，斷口邊緣已磨損，中部可見疲勞弧線圖3(d)； 斷口2(圖2右邊的斷口)未見疲勞弧線。 2掃描電鏡分析掃描電鏡分析 斷口1在掃描電鏡下顯示疲勞弧線圖4(a)；根據(jù)弧線的走向可以找到疲勞源，疲勞源在圖4(d)右下方拐角處，局部放大，源區(qū)的細(xì)微組織大部分已磨損，但能看到放射棱特征圖4(b)；在疲勞擴(kuò)展區(qū)可見疲勞條紋及二次裂紋圖4(c)；斷口2未見疲勞條

19、紋，只有韌窩，可見斷口1是最先開始斷裂的斷口，而斷口2是二次斷口。 3化學(xué)成分化學(xué)成分 在連桿身部位取樣，進(jìn)行化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)，%)分析，結(jié)果符合GB/T3077-1999 20CrMnTi的化學(xué)成分要求 4結(jié)果分析結(jié)果分析綜合上述檢驗(yàn)結(jié)果，失效件材料化學(xué)成份符合技術(shù)條件要求。 連桿斷裂端一側(cè)面出現(xiàn)非正常嚴(yán)重磨擦現(xiàn)象，軸承弧面靠近磨擦面一端出現(xiàn)的藍(lán)灰色的氧化膜，是黑色氧化鐵(Fe3O4)及紅色氧化鐵(Fe2O3)的混合體，其形成溫度在400以上。表明該連桿與一輸出軸之間的磨擦導(dǎo)致該區(qū)域溫度過熱。 斷口掃描電鏡分析表明斷口疲勞裂紋源在氧化膜附近的拐角處，正處于高溫區(qū)域。表面氧化會(huì)使裂紋產(chǎn)生的機(jī)

20、會(huì)增加，同時(shí)高溫提高了蠕變損傷的可能性。另一方面磨擦導(dǎo)致金屬表面粗糙，容易形成表面應(yīng)力集中，增大疲勞源產(chǎn)生的可能性。 斷裂起源往往發(fā)生在拉應(yīng)力最大的層面上。從連桿運(yùn)動(dòng)受力情況分析，斷口1的斷面所受的拉應(yīng)力最大，容易在此斷面靠近磨擦面的拐角處形成裂紋源。同時(shí)由于該區(qū)域存在較粗大的狀碳化物，破壞了基體組織的連續(xù)性，加速了裂紋的形成和擴(kuò)展，降低了疲勞強(qiáng)度，最終導(dǎo)致了疲勞斷裂。 連桿滲碳表面的碳化物過大與滲碳工藝不當(dāng)有關(guān)。粗大的塊狀碳化物主要是由于碳濃度過高造成的，特別容易在工件尖角處形成，導(dǎo)致零件壽命顯著下降。因此在滲碳過程中應(yīng)注意嚴(yán)格控制滲碳?xì)夥盏奶紕?shì)，以免過高的碳勢(shì)引起工件表面形成粗大的碳化物。 5結(jié)論結(jié)論 曲軸連桿斷裂屬疲勞斷裂，引起斷裂的原因是在使用時(shí)連桿受到劇烈磨擦，導(dǎo)致局部區(qū)域應(yīng)力集中及溫度過高，降低了材料的疲勞強(qiáng)度。連桿拐角處表面的較大塊狀碳化物加速了裂紋的萌發(fā)及擴(kuò)展。6改進(jìn)改進(jìn) 設(shè)計(jì)時(shí)減少摩擦處的粗糙度，可以減少應(yīng)力集中，降低零件的疲勞強(qiáng)度 。同時(shí)減少摩擦帶來的高溫，減少了蠕變損傷的可能性 。 改善滲碳工藝。連桿滲碳表面的碳化物過大與滲碳工藝