巴文亮

摘 要： 航空發(fā)動(dòng)機(jī)貫穿螺栓等緊固件斷裂或松動(dòng)，將引起滑油滲漏而造成發(fā)動(dòng)機(jī)失效。情況嚴(yán)重時(shí)，斷裂或脫落的螺栓將直接觸碰高速旋轉(zhuǎn)部件導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部損壞，將造成空中停車，直接影響飛行安全。本文通過國內(nèi)某通航飛行學(xué)院訓(xùn)練飛機(jī)飛行過程中發(fā)生的一起發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣貫穿螺栓斷裂故障，采用斷口分析方法對(duì)斷裂螺栓進(jìn)行詳細(xì)分析，從中找出螺栓失效的根本原因。并結(jié)合PA44-180型飛機(jī)日常中維護(hù)特點(diǎn)，提出螺栓、螺帽等緊固件在Lycoming發(fā)動(dòng)機(jī)安裝時(shí)注意事項(xiàng)及預(yù)防措施，為以后發(fā)生類似故障提供一定借鑒作用。

關(guān)鍵詞： 螺栓；緊固件；形貌特征；斷口；失效

一、故障描述

2017 年3 月24 日，國內(nèi)某通航飛行學(xué)院PA44-180型飛機(jī)執(zhí)行本場(chǎng)起落航線帶飛訓(xùn)練，14：40機(jī)組在穿云加起落三邊位置飛行時(shí)突然聽見左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)有“砰”一聲響聲，飛機(jī)操縱及儀表顯示均無異常。隨即機(jī)組報(bào)告塔臺(tái)后返航，滑回后機(jī)務(wù)人員打開整流罩檢查發(fā)現(xiàn)左發(fā)動(dòng)機(jī)（型號(hào)：O-360-A1H6，序號(hào)L-38137-36A）機(jī)匣上部后方貫穿螺栓斷裂，螺栓尾部與螺帽均已丟失。（見圖1）

二、原因分析

螺栓開裂處位于螺牙的齒根位置，通常該位置的應(yīng)力集中程度較高。螺栓斷口的宏觀形貌如圖2 所示，斷口起伏較大，整個(gè)斷口無明顯的疲勞特征。從斷口的起伏特征和宏觀分布來看，裂紋由左端開始起裂，迅速向右端擴(kuò)展。

起裂區(qū)域的微觀形貌如圖3 所示，起裂區(qū)位于螺栓的齒根位置。起裂區(qū)域有許多非斷裂組織特征的顆粒狀凸起物。其他區(qū)域的形貌特征如圖4 所示，主要的形貌均為粗大的韌窩組織。因此整個(gè)斷口的開裂方式為高應(yīng)力下的瞬間斷裂。

為分析起裂區(qū)域凸起物的材料類型，首先使用超聲將斷口清洗，然后利用EDAX 能譜儀對(duì)斷口區(qū)域的元素分布進(jìn)行分析。如圖5 所示，斷口區(qū)域主要的氧化物有Fe 的氧化物、Zn 的氧化物、以及二者共同存在的氧化物或者金屬屑鹽類。從分布特征來看，整個(gè)斷口主要是Fe 的氧化物，但在起裂區(qū)域兩側(cè)，Zn 的氧化物（圖中黃色、綠色和藍(lán)色區(qū)域）分布較為集中，表明斷口區(qū)域Zn 的氧化物含量較高。通常螺栓材料應(yīng)為均質(zhì)的Fe 基材料，不應(yīng)出現(xiàn)Zn 的富集或者偏聚。

起裂區(qū)域附近的微觀形貌特征如圖6 所示，表面凸起物與基體結(jié)合緊密。該形貌特征與螺栓使用過程中，齒根的沉積物有明顯差異。沉積物疏松，含有較高的C 元素（油脂的殘留物），且在掃描電鏡下導(dǎo)電不好（與基體接觸不好所致），形成白色斑點(diǎn)。而凸起物輪廓分明，均勻附著在斷口表面，彼此之間連接緊密無明顯間隙。

為分析凸起物中富含Zn 元素的來源，對(duì)斷口其他區(qū)域進(jìn)行逐個(gè)點(diǎn)的能譜分析，如圖7所示（選取位置為遠(yuǎn)離斷口的位置）。正常斷口韌窩組織中，點(diǎn)1 和點(diǎn)2 的能譜表面螺栓基體為Fe 基合金鋼。但齒根沉積物為富含氧化鋅和C（來自油泥）的沉積物（圖中spot3 和spot4）。而遠(yuǎn)離齒根位置的螺栓表面，形貌特征中含有均勻的凸起物特征，能譜曲線（spot5 和spot6）為含有Zn 的氧化物層。

以上結(jié)果表明，斷口為瞬斷特征。且起裂區(qū)域附近有致密的Zn的氧化或金屬Zn 存在。

三、螺栓斷裂結(jié)論

出于防腐和防止電化學(xué)腐蝕的目的，發(fā)動(dòng)機(jī)殼體螺栓通常會(huì)使用鍍敷層工藝。電化學(xué)鍍鋅工藝較為成熟，鍍敷層均勻覆蓋在基體表面，能夠提供較好的防護(hù)，此次失效螺栓表面的Zn 鍍層可能為電化學(xué)方法形成的鍍鋅層。但斷口中的起裂區(qū)域位于基體內(nèi)部，不應(yīng)當(dāng)有Zn 鍍層的存在。鍍敷處理后Zn 鍍層覆蓋了裂紋，導(dǎo)致無法及時(shí)發(fā)現(xiàn)螺栓的缺陷。

1、 螺栓開裂于應(yīng)力集中程度較大的齒根位置，斷口區(qū)域均為韌窩組織，表明斷口為一次性開裂。

2、螺栓表面經(jīng)過鍍鋅處理。但起裂區(qū)域的斷口組織中發(fā)現(xiàn)金屬鋅的沉積物（溶液鍍鋅處理），表明鍍鋅處理前，起裂區(qū)域已經(jīng)存在裂紋，鍍鋅處理后裂紋被鋅鍍層覆蓋。

四、Lycoming發(fā)動(dòng)機(jī)螺栓安裝注意事項(xiàng)及預(yù)防措施

Lycoming發(fā)動(dòng)機(jī)貫穿螺栓等緊固件斷裂或松動(dòng)，將引起滑油滲漏而造成發(fā)動(dòng)機(jī)失效。情況嚴(yán)重時(shí)，斷裂或脫落的螺栓將直接觸碰高速旋轉(zhuǎn)部件而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部損壞，在飛機(jī)運(yùn)行時(shí)，將直接造成空中停車。因此，螺栓等緊固件安裝注意事項(xiàng)及預(yù)防措施顯得尤為重要。

發(fā)動(dòng)機(jī)螺栓安裝注意事項(xiàng)：

1、發(fā)動(dòng)機(jī)在日常維護(hù)中，維修工作單卡對(duì)螺栓及螺帽等緊固件都要明確的檢查要求，目視檢查時(shí)需注意放松特征：1）漆層沿緊固件頭部周緣破裂；2）緊固件頭部周緣有黑色異物呈“外翻”狀積聚 ；3）緊固件及孔壁表面臟污。

2、螺栓安裝除需要考慮螺栓尺寸大小外，還應(yīng)考慮長(zhǎng)度合適的螺栓以及應(yīng)與連接的金屬厚度相配。

3、擰緊螺栓時(shí)要防止重復(fù)拆裝造成螺帽孔變大導(dǎo)致連接松脫。

4、使用墊片可以進(jìn)一步消除和減少裝配時(shí)產(chǎn)生的應(yīng)力；因?qū)Ψ栏幸欢ㄒ?，墊片不能隨意更換，更換安裝時(shí)必須要求和手冊(cè)的墊圈件號(hào)要一致。

5、螺栓、墊圈和螺帽安裝后，螺紋必須完全咬合；螺栓的螺紋端有倒角的要求倒角露出螺帽，如果螺紋端頭沒有倒角，則要求螺栓螺紋露出螺帽至少1-1/2圈螺紋。

6、光桿長(zhǎng)度大于所需材料的總厚度，可通過在螺紋端施加墊圈解決，但螺紋端的墊圈厚度不能超過1/8英寸且不能使用超過兩個(gè)墊圈。

7、為保證被連接部分接合、貼緊和受壓均勻：圓圈或者多排螺釘?shù)那闆r下，不要一個(gè)接一個(gè)的擰緊相鄰的螺桿。在安裝螺桿形成一個(gè)封閉模式的情況，如一個(gè)圓圈或方形的情況下，應(yīng)對(duì)角擰緊。

日常維護(hù)采取的預(yù)防措施：

1、飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)行定檢或日常排故工作時(shí)，螺栓的安裝必須嚴(yán)格按AMM（飛機(jī)維護(hù)手冊(cè)）中給出的力矩值進(jìn)行緊固。過小的力矩會(huì)因預(yù)緊力不足引起部件松動(dòng)或斷裂；過大的力矩將直接導(dǎo)致螺栓斷裂或因應(yīng)力集中造成潛在失效的風(fēng)險(xiǎn)。

2、發(fā)動(dòng)機(jī)上的螺栓、螺帽、墊片等緊固件不可隨意安裝，必須嚴(yán)格按飛機(jī)IPC（飛機(jī)圖解目錄）指定位置安裝。 螺栓的螺紋是粗牙還是細(xì)牙、螺帽的形式是自鎖還是普通、墊片的數(shù)量是一個(gè)還是若干個(gè)在IPC中都有明確要求。

3、在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)維護(hù)中，部分緊固件需要打保險(xiǎn)（用金屬絲固定螺栓或螺帽）。在打保險(xiǎn)的過長(zhǎng)中，保險(xiǎn)的方向尤為重要，保險(xiǎn)方向一般為右旋拉近方向。一旦打反，將直接拉松緊固件，造成緊固失效。

參考文獻(xiàn)

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