引氣管卡箍斷裂失效分析

引氣管卡箍斷裂失效分析

0卡重式卡再壓裝法非織造布的標準中的應用卡箍用于飛機發(fā)動機的廣泛應用，主要用于固定和安裝飛機燃料的導管、導線和電纜。因此，卡其色的質(zhì)量直接關(guān)系到發(fā)動機的安全性。國外飛機上使用的卡箍大多數(shù)為標準件,如新型帶墊固定卡箍、馬鞍形卡箍、帶鎖扣的固定卡箍、W形襯墊卡箍、雙峰形襯墊卡箍、凸尖形襯墊卡箍、盒形襯墊卡箍、無銷式鉸鏈環(huán)形卡箍等,這些標準件具有規(guī)格尺寸齊全、便于系統(tǒng)識別、利于安裝、使用及維護等特點。目前國內(nèi)現(xiàn)用的軍用飛機卡箍執(zhí)行標準為HB7647—2004,卡箍類型和選材面較窄,材料主要以GH625鎳基變形高溫合金為主,該合金具有優(yōu)良的耐腐蝕和抗氧化性能,并且從低溫到980℃具有良好的拉伸性能和疲勞性能,而且具有很強的耐鹽霧氣氛下應力腐蝕能力。發(fā)動機引氣管卡箍所用材料為GH625高溫合金,采用板材線切割+成型加工方法制造。在發(fā)動機工作過程中,有3個引氣管卡箍發(fā)生了斷裂。本研究對引氣管卡箍故障件進行外觀檢查、斷口分析、表面微觀檢查、金相檢查和材質(zhì)成分分析,并對卡箍折彎處進行應力分布計算,確定了故障卡箍的斷裂性質(zhì),分析了發(fā)生斷裂故障的原因,提出了改進建議,為預防此類故障的再次發(fā)生提供借鑒。1試驗過程和結(jié)果1.1卡重內(nèi)弧結(jié)構(gòu)故障引氣管卡箍斷裂部位的宏觀形貌如圖1a所示。斷裂發(fā)生于安裝端折彎內(nèi)弧轉(zhuǎn)角處和兩相鄰側(cè)立邊,共3處斷裂(圖1a箭頭所指)?？ü勘砻孑^粗糙,折彎部位與其他部位的顏色基本一致,呈青灰色。折彎處內(nèi)弧轉(zhuǎn)角R較小,為3mm,該處所受的應力最大(圖1b箭頭所指)。1.2卡充彎斷口分析故障卡箍折彎內(nèi)弧轉(zhuǎn)角處斷口宏觀形貌如圖2所示。斷口呈灰白色,局部可見明顯的摩擦擠壓痕跡,呈現(xiàn)清晰的疲勞弧線和放射棱線特征,表明故障卡箍斷口為疲勞斷口。根據(jù)疲勞弧線及放射棱線的方向判斷,疲勞起始于卡箍折彎處中間區(qū)域的內(nèi)弧側(cè)表面(圖2箭頭所指),斷口疲勞擴展充分,瞬斷區(qū)所占面積不足整個斷口面積的1%。斷口疲勞源區(qū)附近非常平坦,呈清晰、細密的疲勞弧線特征,放射棱線匯聚于卡箍折彎處中間區(qū)域內(nèi)弧表面,疲勞源呈線性特征,進一步表明疲勞起源于卡箍折彎處中間區(qū)域的內(nèi)弧側(cè)表面,源區(qū)未見明顯的冶金缺陷(圖3)。斷口源區(qū)特征表明疲勞起源與卡箍折彎處內(nèi)弧側(cè)表面的加工痕跡有關(guān)。圖3b中的源區(qū)橫向線條為卡箍的側(cè)表面。斷口的疲勞擴展區(qū)可見大量清晰、細密的疲勞條帶(圖4)。進一步表明故障卡箍折彎處斷口為高周疲勞斷口,疲勞起源于卡箍折彎處中間區(qū)域的內(nèi)弧側(cè)表面。源區(qū)至擴展區(qū)中部很少見到二次裂紋形貌,到擴展區(qū)后部可觀察到垂直于裂紋方向的二次裂紋形貌,在卡箍折彎處斷口表面未見到明顯的韌窩形貌,表明卡箍折彎處斷口疲勞擴展很充分。斷裂卡箍的實物照片如圖5a,可見斷裂出現(xiàn)在側(cè)邊焊接處。斷口低倍形貌如圖5b所示,可見明顯的放射棱線特征。根據(jù)放射棱線匯聚方向判斷,側(cè)邊焊接處斷裂為卡箍折彎處疲勞斷裂的后續(xù)擴展,即疲勞裂紋從卡箍折彎處內(nèi)弧側(cè)表面的加工痕跡起始、擴展至卡箍折彎處發(fā)生斷裂,導致卡箍抗疲勞能力下降,在工作過程中,疲勞裂紋沿著側(cè)邊焊接處擴展,直到整個卡箍斷裂。側(cè)邊焊接處斷口放大形貌如圖6所示,也可見到清晰、細密的疲勞條帶,表明2個側(cè)邊焊接處斷口也為高周疲勞性質(zhì)。在側(cè)邊焊接處斷口區(qū)域同樣未見到明顯的韌窩形貌,這表明卡箍側(cè)邊焊接處斷口疲勞擴展也很充分。1.3故障卡充管電基因信息利用掃描電子顯微鏡對卡箍折彎處斷口的內(nèi)弧側(cè)表面進行觀察,發(fā)現(xiàn)故障卡箍折彎處存在明顯的劃痕,該劃痕為卡箍成型加工過程中的劃痕,如圖7中箭頭所指,故障卡箍疲勞斷口正是起源于劃痕處。對該卡箍未斷裂一端折彎處內(nèi)弧表面進行對比檢查,同樣可以觀察到一條明顯的劃痕(圖8)。采用視頻顯微鏡對這條劃痕進行三維模擬,形貌如圖9所示,測得該劃痕深度大約為15μm。1.4成分分析對故障卡箍基體進行能譜半定量分析,結(jié)果見表1,其主要合金元素的質(zhì)量分數(shù)與技術(shù)標準規(guī)定的GH625鎳基高溫合金成分基本相符。1.5金相組織檢查在斷口附近區(qū)域取樣對故障卡箍進行組織檢查,結(jié)果見圖10。可見其組織為典型的奧氏體組織,未見明顯異常。1.6硬度測試卡箍斷口區(qū)硬度測試結(jié)果見表2,可見材料硬度滿足設(shè)計要求。2卡再壓縮斷口分析通過斷口分析可知,故障卡箍屬于疲勞斷裂失效;安裝端折彎處首先出現(xiàn)斷裂故障,當折彎處完全斷裂后,由于卡箍抗疲勞強度下降,在隨后的工作過程中其他兩側(cè)立邊發(fā)生斷裂。斷口較平緩,疲勞擴展充分,并且微觀檢查發(fā)現(xiàn)擴展區(qū)存在清晰、細密的疲勞條帶,說明故障卡箍斷口為振動載荷導致的高周疲勞斷口;疲勞首先起源于卡箍折彎處中間區(qū)域的內(nèi)弧側(cè)表面,呈線源特征,局部可見明顯的摩擦擠壓痕跡,擴展區(qū)可見到較明顯的周期性疲勞弧線特征,表明卡箍斷裂為工作過程中承受振動載荷的結(jié)果;瞬斷區(qū)所占面積不足整個斷口面積的1%,表明振動載荷不大。由掃描電鏡背散射檢查結(jié)果可知,斷口源區(qū)未發(fā)現(xiàn)明顯的冶金缺陷;材質(zhì)檢查結(jié)果表明:卡箍材料成分符合技術(shù)標準要求,組織也未見異常。上述跡象均表明,該卡箍發(fā)生疲勞斷裂應與冶金缺陷及材質(zhì)無關(guān)?？ü繑嗫谏洗嬖诘闹芷谛云诨【€為低頻率載荷譜作用留下的痕跡,其對應的是發(fā)動機的啟動-停車循環(huán),該載荷譜對應卡箍上的應力為穩(wěn)態(tài)應力σm;而在疲勞弧線間存在的疲勞條帶則是高頻交變載荷作用留下的變形跡線,它所對應的則是作用在卡箍上的振動載荷σa。由于卡箍為機械疲勞斷裂失效,根據(jù)古德曼定則有:n=1kfσaσ?1+σmσ0.2(1)n=1kfσaσ-1+σmσ0.2(1)式中:n為安全系數(shù),kf為應力集中系數(shù),σ-1和σ0.2分別為材料在給定溫度下的疲勞極限和屈服極限。由式(1)可知,卡箍斷裂失效主要取決于σa、σm、σ-1、σ0.2和kf,而卡箍的成分、硬度、組織均未見明顯異常,即σ-1和σ0.2應在該材料的規(guī)定范圍內(nèi),σm為穩(wěn)態(tài)應力,kf與材料缺陷有關(guān),斷口源區(qū)未見明顯的冶金缺陷;但是卡箍折彎處的劃痕會導致kf增大,故安全系數(shù)n與應力集中系數(shù)kf和卡箍受到的振動載荷σa有密切的關(guān)系。通過對故障卡箍外觀檢查可知,斷裂發(fā)生的位置恰好為卡箍折彎處內(nèi)弧表面轉(zhuǎn)角部位。通過對卡箍折彎處的應力分布計算可知,卡箍折彎處的應力最大(圖11)。由于半徑R為3mm的卡箍內(nèi)弧轉(zhuǎn)角較小,并且轉(zhuǎn)角處內(nèi)弧表面存在一條劃痕,形成較大的應力集中,即應力集中系數(shù)kf的增加,并導致折彎處的抗疲勞強度下降;當應力疊加后,致使該區(qū)域所受的載荷最大,變形和損傷易在該處積累,促使疲勞裂紋在卡箍折彎處萌生;而且在發(fā)動機工作過程中,卡箍不可避免的受到振動載荷σa的作用,盡管該卡箍承受來自引氣管的振動載荷不大;但也會促使疲勞裂紋的萌生和擴展;因此,以上2個因素導致卡箍安全系數(shù)n的下降,即使用可靠性被大大降低了。當卡箍折彎處完全斷裂以后,卡箍兩側(cè)立邊所提供的抗疲勞強度不足以抵抗引氣管振動載荷的作用,故在隨后的工作過程中,兩側(cè)立面逐漸從焊接處發(fā)生疲勞斷裂,成為卡箍折彎處疲勞斷裂的后續(xù)擴展斷裂。通過對這次3個故障卡箍檢查分析發(fā)現(xiàn),斷口源區(qū)表面都存在劃傷痕跡;因此,表面劃痕對卡箍的失效斷裂起著非常重要的作用。綜上所述,在故障卡箍折彎處內(nèi)弧表面存在的劃痕致使基體抗疲勞性能下降、卡箍折彎處內(nèi)弧轉(zhuǎn)角較小容易造成應力集中、受到振動載荷等因素的共同作用,導致卡箍疲勞裂紋的萌生、擴展,最終導致了斷裂故障的發(fā)生。3內(nèi)弧表面基因組化許多如劃傷、燒傷、夾雜、偏析、腐蝕等表面因素均能誘發(fā)疲勞裂紋的萌生和擴展,導致零部件早期疲勞失效;該故障發(fā)生的原因就是由于卡箍折彎處內(nèi)弧表面基體劃傷所致;因此,為了提高卡箍的使用可靠性,避免類似的故障再次發(fā)生,應針對這些因素采取相應的改進措施:1)在卡箍成型加工時,避免成型加工標記的劃痕劃傷基體,從而改善其表面完整性;2)設(shè)計卡箍時,適當加大卡箍折彎處內(nèi)弧轉(zhuǎn)角R,以降低應力集中系數(shù),提高機體的抗疲勞性能。以上兩點均能有效地降低應力集中系數(shù)kf,提高卡箍的使用可靠性?？ü扛鶕?jù)上述兩點建議改進后,在工作中,經(jīng)驗證無類似故障再次出現(xiàn)。4故障卡重振動的原因1)