中国直升机设计研究所景德镇300030
摘要：本文针对某接头在疲劳试验过程中出现提前断裂这一情况，从化学成分分析、金相检查、能谱检查、非标强度试验等方面入手，分析了可能导致提前断裂的原因。
关键词：接头，提前断裂，原因分析
某接头是某直升机的疲劳关重件，材料为7050铝合金锻件，状态为T7351，材料成型工艺为自由锻。按照疲劳关重件控制要求，需设计相关疲劳试验，以获取用于完成寿命评定的接头疲劳特性[1]。根据接头受力形式设计了试验方案，但其第一件疲劳试验只进行了少数次数即发生破坏，和试验预期相差甚远。本文从断口检查、金相检查、非标试验等角度对破坏试样进行了分析，指出了可能的原因并提出了相应的改进措施。
1原因分析
1.1故障概述
根据接头受力形式，疲劳试验方案如下：
1）加载及固定：见图1；
2）试验载荷：内耳片试验载荷0N->82000N，方向斜向上，与垂直线呈18°；外耳片试验载荷：-74000N->0N，方向斜向下，与垂直线呈15°。二者相位相差90°。
3）加载方式：正弦波加载；频率3～4Hz。
按照试验设计时预估，接头试验正常循环次数在105次左右。
接头第一件疲劳试验在63次循环时支撑端出现断裂，断裂位置出现在支撑端和上凸缘过渡区，且沿着支撑端向内扩展，如图1所示。
图2断裂的支撑端外观形貌
1.2宏观检查
对断裂的支撑端进行宏观检查，可见断口面积较大，断口呈灰色，表面粗糙，在较多区域存在明显的磨损痕迹，见图2。将重点关注部位分别编号为I处和II处，可见I处断口表面粗糙，存在磨损痕迹，见图3a。II处断口铆钉孔附近存在明显的挤压变形，断口表面粗糙，见图3b。整个II处断口与I处呈约45°。支撑端的开裂方向基本可以判定为从I处到II处（图2中箭头走向），I处为起裂位置。螺栓孔及附近磨损严重，孔内壁的漆层已经脱落，见图4。
a)I处断口形貌b)II处断口形貌
图3支撑端断口形貌
图4支撑端螺栓孔形貌
1.3电镜观察
将支撑端断口放在扫描电镜（SEM）下进行微观观察，I号断口和II号断口微观均为沿晶+韧窝断裂形貌，见图5和图6。
图5I号断口微观形貌
图6II号断口微观形貌
1.4断口能谱分析
对支撑件断口进行能谱成分分析，进行能谱成分分析的区域见图7，能谱结果见表1。断口能谱结果表明断口未发现明显的腐蚀性元素。
1.5试样能谱分析
对支撑件金相试样磨制抛光后利用能谱进行分析，结果见2。检测结果表明支撑件的主要化学成分符合技术要求，一些微量元素因含量太低所以测量结果仅供参考，其余元素未发现明显异常。
1.6金相组织检查
从支撑件上沿三个方向截取金相组织试样，取样方向见图8。将试样磨制抛光后用铝合金通用腐蚀剂进行腐蚀观察。
对支撑件三个方向的组织形貌进行观察，未发现明显的冶金缺陷。通过金相组织检查可知，方向1的纤维组织更细长，方向3的维织较粗宽，因此可以得出方向1为最强方向（L方向），方向3为最弱方向。结合试验加载情况，支撑端主要载荷沿方向3，即该处主受力方向和材料最强方向不一致。
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图15假设情况下接头应力
可见最大VonMises应力仍然出现在支撑端和上凸缘过渡区，但其大小为1360MPa，远远大于材料强度极限。且最大应力出现点和断裂起始点位置基本符合。
3分析和讨论
接头试验目的是获得该部件的疲劳特性，根据试验设计，预计试验需进行大约105左右次。但本次试验仅进行了几十次即发生了破坏，和试验预计相差甚远。
对支撑件断口进行了重点观察，该失效件的断口微观形貌为沿晶+韧窝断裂形貌，结合支撑件在很少的试验次数内就发生断裂，可认为因此支撑件的失效性质应为大应力开裂。
对支撑件进行了硬度、力学性能检查，未发现明显异常。对各失效件的组织进行观察，未发现明显的冶金缺陷。但对支撑件的三个方向的金相组织进行了观察后发现其组织纤维的最强方向与最大受力方向相垂直，从结构抗疲劳设计角度，这是应该尽量避免的。
起落架接头在较快的时间内发生断裂推断其受到了相对较大载荷作用。载荷较大是相对于结构强度而言的，一方面有可能是试验载荷过大；另一方面有可能是结构本身强度裕度不足。
通过正常加载和假设的异常加载有限元分析，两种情况下最大应力点均出现在支撑端和上凸缘过渡点，和试验断裂出现点基本符合。但在正常加载情况下，最大应力小于材料屈服极限；而异常加载情况下，该点应力远大于材料强度极限。
综上所述，支撑件的失效性质为大应力开裂，失效原因为受到较大载荷作用，且有限元模拟结果表明加载相位对结构影响很大。建议进一步核查较大载荷的来源以及组织纤维方向与受力方向。
4结论
某接头疲劳试验在试验过程中出现提前破坏，通过支撑件断口的失效分析及有限元模拟，可得到以下结论：
1）通过对断口微观形貌检查，可知断口破坏形貌为沿晶+韧窝断裂形貌；硬度、力学性能检查结果未发现明显异常；金相、能谱检查发现明显的冶金缺陷；
2）通过支撑件非标试样静强度试验及非标试样断口微观检查，发现非标试样获得的力学性能满足技术要求，非标断口和疲劳试验断口形貌相识，均为沿晶+韧窝；
3）从支撑件和非标件失效分析结果，可确定断裂部位无明显冶金缺陷，力学性能满足技术要求；从试验模拟情况看，加载相位对最大应力影响很大，可能是导致提前破坏的主要原因；
4）从金相检查可知，发现支撑件组织纤维的最强方向与主要载荷方向相垂直，这不利于结构的抗疲劳性能。建议改进该处的锻造工艺。
参考文献
[1]穆志韬，曾本银.直升机结构疲劳.北京：国防工业出版社，2005年.
[2]《飞机设计手册》编委会.飞机设计手册[M].北京：航空工业出版社，1997年.
[3]MSC公司.MSCtraining.USA：MSC公司，2005年.