摘要：某飛機航電系統(tǒng)某產品鋁合金托架在大修時發(fā)生經(jīng)常性開裂，該托架牌號為LY12。通過對鋁合金托架進行宏觀觀察，對斷口進行微觀觀察，對材料組織和硬度進行檢查，并通過有限元仿真分析，確定了鋁合金托架的開裂性質，并對開裂原因進行了分析并提出改進意見。

關鍵詞：托架；鋁合金；疲勞開裂

某飛機航電系統(tǒng)某產品鋁合金托架在大修時發(fā)現(xiàn)開裂，該鋁合金托架牌號為LY12，上部有四個螺釘孔與飛機蒙皮連接，下側面通過三個螺釘孔與約2kg重物相連接，起到懸掛功能。據(jù)了解此鋁合金托架發(fā)生開裂的情況較多，在部隊服役時部分已采用焊接方式修復，但后續(xù)使用過程中仍有開裂情況發(fā)生。本文通過對鋁合金托架進行宏觀觀察，對斷口進行微觀觀察，對材料組織和硬度進行檢查，并通過有限元仿真分析，確定了鋁合金托架的開裂性質，并對開裂原因進行了分析。

1試驗過程與結果

1.1外觀檢查

選取三件裂紋位置不同的鋁合金托架［1］，分別編號為1#、2#、3#，開裂位置位于標記位置，見圖1。

1#托架裂紋見圖2，轉角位置附近可見2條裂紋，分別記為裂紋1和裂紋2，其中裂紋1基本位于轉角根，裂紋2位于靠近連接蒙皮孔側的轉角部位置，由多條不連續(xù)裂紋組成；2#托架已發(fā)生斷裂，斷裂位于靠近連接蒙皮孔的焊縫邊緣，穿過螺釘孔，見圖3；3#托架可見一條裂紋，裂紋基本位于轉角中部，周圍還可見多條微裂紋，見圖4。

將裂紋打開觀察斷口宏觀形貌。1#托架斷口較平整，與人為打開區(qū)分界呈弧形，弧形收斂［2］方向位于上表面；2#托架存在兩個斷面，斷面均較粗糙；3#托架斷口形貌，斷口中部存在明顯分界線，見圖5。

1.2微觀觀察

將三件鋁合金托架斷口超聲清洗后置于掃描電鏡下觀察。

1#托架裂紋1比裂紋2長，為主裂紋，因此對裂紋1斷口形貌進行觀察。裂紋源區(qū)位于上側面靠近邊緣處，源區(qū)為小線源，未見明顯冶金和加工缺陷，擴展區(qū)可見疲勞條帶，見圖6。

2#托架斷口可見兩個斷面，通過兩個擴展棱線的收斂方向可知，斷口源區(qū)位于托架上表面邊角位置，斷面擴展位置均呈現(xiàn)疲勞條帶+韌窩形貌，見圖7。

3#托架斷口微觀低倍形貌見圖8（a），斷口大部分區(qū)域中部存在一條分界，作進一步觀察；斷口低倍下可見擴展特征，局部存在氣孔特征，說明其開裂是原始裂紋面未焊合引起［3］，同時裂紋面受到焊接作用影響，見圖8（b）；其他可見多處由下側起源的擴展平面，微觀可見疲勞條帶，見圖8（c）。

1.3金相組織觀察

在1#托架上垂直裂紋截取金相試樣，金相組織見圖9，未見明顯異常。

1.4硬度檢測

在金相試樣測試維氏硬度，結果見下表，未見異常。

1.5有限元分析

以1#托架整體形狀建模進行受力分析［4］，模型4個與蒙皮連接孔做固定連接，在連接約2kg重物的孔上施加載荷作用，模型中施加的載荷為20N。

經(jīng)計KQUfnM/d/tS7LNSL8mmh9A==算可知，當載荷垂直于托架平面時，托架大應力位置位于重物裝配平面的轉角處，而不是連接蒙皮孔側的轉角處，大應力區(qū)與故障件的開裂位置不一致，見圖10；當載荷平行于托架平面時，托架大應力位置發(fā)生轉移，由重物裝配平面的轉角處轉移至連接蒙皮孔側的轉角處，此種情況下，大應力區(qū)與故障件的開裂位置基本一致，見圖11。

2分析與討論

通過斷口宏微觀觀察可知，3件鋁合金托架斷口可見明顯疲勞條帶特征，說明鋁合金托架的開裂性質為疲勞開裂。

2#和3#托架開裂位置均存在焊接現(xiàn)象，斷口均可見明顯的焊接缺陷，以及原始裂紋未焊合問題，說明2#和3#托架開裂與焊接處理直接有關。但據(jù)了解，焊接處理是因為此位置前期已發(fā)生開裂，類似于1#托架的開裂現(xiàn)象，而2#和3#在與前期開裂相同位置的開裂，分析認為其開裂原因與焊接前開裂原因及1#托架開裂原因一致。以1#托架為主要分析對象，對其開裂原因進行分析。

1#托架裂紋源區(qū)為小線源位于托架上側表面靠近連接蒙皮孔側的轉角處，源區(qū)是轉角的外側，正常情況下相對于轉角內壁，轉角外側不易成為裂紋萌生的源區(qū)。有限元分析也確認在托架法向載荷作用下，源區(qū)位置不是結構的大應力區(qū)，也就是說，托架可能受到其他情況的載荷作用，有限元分析顯示當載荷方向與托架平面平行時，結構大應力區(qū)發(fā)生轉移，基本位于故障件的開裂位置。

飛機在平飛時，托架是受到垂直托架平面的載荷（豎直方向），而在機動飛行時，托架受力大小和受力方向則受機動飛行狀態(tài)影響。因此，分析認為飛機機動飛行引起托架受到異常大載荷作用，造成托架發(fā)生疲勞開裂。

3結論與建議

綜上所述，鋁合金托架為疲勞開裂，其疲勞開裂主要是由于受到飛機做機動飛行時產生的大載荷作用。建議優(yōu)化結構，提高承載能力。

參考文獻：

［1］劉艷琳，梅華生，彭颋.減震器托架斷裂失效分析［J］.精密成形工程，2014，6（04）：6973.

［2］張棟，鐘培道，陶春虎，等.失效分析［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2004.

［3］梅長興，何鵬，陸青松，等.不銹鋼油冷器開裂分析［J］.失效分析與預防，2016，11（03）：162167.

［4］秦劍波，寧宇，王新波，等.飛機翼身接頭疲勞試驗件失效分析及其改進［J］.失效分析與預防，2017，12（05）：304309.

作者簡介：葉文娟（1989—），女，安徽黃山人，碩士，工程師，主要從事航電產品及系統(tǒng)維修工作。