断口定量分析技术在损伤容限设计中的应用

陈 星，刘新灵

(1.北京航空材料研究院，北京 100095;2.航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京 100095;3.中航工业失效分析中心，北京 100095)

0 引言

疲劳断裂是结构零部件失效的主要模式，据统计，由于结构部件失效导致的重大事故中80%左右与疲劳断裂有关。一般采用检修周期来控制构件疲劳裂纹的扩展危害。在外场，针对在役结构件一般采用涡流和超声检测，渗透检测也时常被采用。渗透检测一般检测工件的表面开口缺陷或表面裂纹，通过毛细作用对工件进行检测。当工件表面状况较差或被覆盖，渗透检测效果相对较差，有时会造成误判或漏判，给工件或构件定寿工作带来困扰，甚至造成重大的事故或经济损失。结构的寿命取决于结构危险部位裂纹的萌生与扩展，通过断口定量分析可得出构件在实际工作过程中的疲劳裂纹扩展速率，不但对深入分析失效原因提供依据，还可实现对零部件进行疲劳寿命估算，可确定构件形成裂纹的时间，评价其制造质量、检测周期的合理性，解决工程实际问题［1-5］。

前起收放作动筒接头耳片(2024－T351 铝合金)在进行损伤容限试验，每5 000 循环周次进行渗透无损检测并记录裂纹长度，经过45 000 次疲劳循环后，耳片从预制缺口处第一次检测出裂纹，此时裂纹长度接近穿透耳片厚度。由于裂纹扩展太快，作为损伤容限试验不成功，为了验证耳片的实际开裂时间和扩展速率，采用了疲劳断口定量分析技术。

本研究对接头耳片进行失效分析和断口定量分析，给出耳片的开裂时间和扩展速率，并对其检测方案进行改进和优化，以获得更多的数据来支撑后期的损伤容限试验，为接头耳片的定寿提供重要的技术力量。

1 试验过程与结果

1.1 外观观察

前起收放作动筒进行损伤容限模拟试验，试验件主要包括前起收放作动筒接头和周围的约束钢板及其他支撑结构。在接头上方、下方、侧方均连接有钢板来模拟实际结构刚度。该接头包含2个耳片，耳片孔内(无衬套)插入销棒，在销棒上进行加载来模拟实际的收放作动筒载荷(图1a)。本试验为损伤容限试验，需在接头上预制缺口，缺口分别位于耳片1 的内侧和耳片2 的外侧，并在试验过程中监测裂纹扩展的实际过程，每5 000循环周次进行渗透无损检测并记录裂纹长度，经过45 000 次疲劳试验后，耳片1 发生开裂，且裂纹已穿透耳片孔内壁和壁厚(图1b)，耳片2 疲劳裂纹未萌生。与实际计算裂纹扩展速率不符，也未能完成损伤容限试验中的裂纹扩展数据采集工作，给后期设计造成了困扰。

1.2 断口宏微观观察

耳片1 裂纹断口宏观形貌见图2a，源区位于切口处，呈线源，整个裂纹断面平坦，裂纹从切口起源后沿孔内壁和宽度方向同时扩展，即裂纹沿着断面斜对角方向扩展，疲劳扩展区约占整个断面面积的90%。将断口源区放大未见冶金缺陷(图2b);裂纹扩展前、中、后期可见大量细密的疲劳条带，疲劳条带宽度分别为0.3～0.4 μm，0.3～0.4 μm 和0.7～1.7 μm(图2c～图2e);疲劳区人为打开可见明显的分界，人为打开区为韧窝+颗粒相形貌(图2f)。

图1 耳片裂纹位置Fig.1 Crack position of lug

1.3 断口定量分析

疲劳断裂过程分为疲劳裂纹的萌生、扩展、失稳扩展直至断裂3 个阶段。在这3 个阶段中，在疲劳断口上可能留下有疲劳弧线、疲劳条带、疲劳沟线(疲劳台阶线)、临界裂纹长度、瞬断区大小等特征，其定量分析的基础就是对这些特征的位置、间距和大小等进行研究，并建立与失效因素之间的联系。在疲劳载荷作用下，每循环的平均裂纹扩展量以da/dN 表示。广义的讲，这里的每个循环可以是简单的一个应力循环，也可以是一个谱块的循环。裂纹扩展速率是一个通用概念，根据具体的加载条件和有规律的疲劳特征，在疲劳断口定量分析的内涵中，裂纹扩展速率可能是以疲劳条带间距来表征的参数，也可能是以疲劳弧线间距或疲劳小弧线间距作为表征的参数。运用Paris 公式或梯形公式，对构件的寿命进行反推［1，6－7］。

图2 耳片断口形貌Fig.2 Appearance of the lug fracture

本试验是以60.973 kN 为最大载荷构成的等幅谱进行裂纹扩展试验，应力比R=0.1，即最小载荷6.097 kN。2 耳片中插入销棒，在销棒上如图1 中红色箭头方向进行加载(即载荷平均分配在2 耳片上)，且预制缺口对称线均与试验载荷方向垂直。结合耳片断面上可见大量细密的疲劳条带，且疲劳条带形貌与等幅谱载荷存在对应关系，因此采用疲劳条带作为定量分析的参量。从疲劳源区开始对扩展区内的疲劳条带进行测定，结果见表1。利用表1 中数据进行曲线拟合，可以得到疲劳裂纹扩展速率与裂纹长度之间的关系曲线(图3a)。采用列表梯形法计算疲劳扩展寿命(公式1)，具体计算数据列入表1 的Ni栏内。耳片从距源区0.01～17.85 mm 范围内的疲劳扩展寿命为33 283 循环周次，裂纹萌生寿命等于总寿命减去扩展寿命，计算反推出裂纹萌生寿命为11 717 循环周次。

由于裂纹位于1#耳片孔内侧，考虑到渗透检测只能发现表面裂纹的特性，运用同样方法确定裂纹扩展至孔壁另一侧和穿透耳片厚度时的寿命。对耳片从源区沿孔内壁和厚度2 个路径的扩展速率进行测量，拟合曲线见图3b。由图可知，耳片在孔内壁和厚度方向的扩展寿命分别为31 525、23 596 循环周次，基于萌生寿命一致，耳片穿透孔内壁和厚度时间分别为43 242、35 313 循环周次。根据渗透可检裂纹长度0.3 mm 进行计算，则厚度方向裂纹长度为0.3mm时的寿命值为12 877 循环周次。之所以厚度方向(外表面)到35 313 循环周次也未发现，与裂纹位于2个耳片之间检测位置不利于观察有关(图4)。式中:an为第n 点距离源区的裂纹长度，an－1为第n－1 点距离源区的裂纹长度，da/dN为裂纹扩展速率。

图3 耳片断口定量分析数据曲线Fig.3 Curves of quantitative analysis data

表1 耳片断口主裂纹疲劳条带相关数据Table 1 Data on fatigue striations of the main fracture

图4 裂纹扩展不同位置寿命值Fig.4 Life of different position of crack

1.4 材质检查

在耳片裂纹方向制取硬度试样，磨制抛光后进行维氏硬度测试，可知耳片硬度值较均匀，平均值为HBS 136～145，符合技术要求(≥HBS 135)。将硬度试样腐蚀后进行低倍流线观察和金相组织观察，耳片的L、T、S 方向分别对应接头的长度、宽度和厚度方向。耳片的金相组织均匀，为α－Al 和粗大质点相，未见异常(图5);对耳片采用化学试末法进行化学成分测试，测试结果可知耳片化学成分符合2024－T351 铝合金技术要求。

2 分析与讨论

半个多世纪以来，飞机结构设计思想经历了不断完善的发展过程，正朝着满足高机动性、高经济性、高可靠性、高出勤率、长寿命、低维修成本的综合设计技术与分析方法方向发展，经历了静强度设计、气动弹性设计、疲劳安全寿命设计、安全寿命/破损－安全设计、耐久性/损伤容限设计、可靠性设计的设计发展过程。耐久性定寿是根据断裂力学概念不断地确定修理周期(修理寿命)连续进行定寿，使总寿命不低于设计使用寿命;损伤容限则是通过对裂纹从可检裂纹到临界裂纹的扩展来确定检查周期(检查间隔)，使得结构满足规定的剩余强度要求，保证飞机结构的安全性和可靠性。因此，耐久性/损伤容限定寿的基本思想可描述为:飞机结构用耐久性设计定寿，用损伤容限设计保证安全［2，8］。

图5 耳片低倍流线和金相组织Fig.5 Flow-line and metallurgical structure of lug

前起收放作动筒接头损伤容限试验也是在预制裂纹前提下，获得结构件的裂纹扩展相关数据，通过每5 000 循环采用渗透无损检测进行监测实现。定量分析结果表明，作动筒接头耳片裂纹为典型的疲劳扩展，扩展速率稳定，接头耳片的总寿命为45 000 循环周次，裂纹萌生寿命为11 717 循环周次，那么从11 717～40 000 循环周次应6 次渗透无损检测，但均出现了漏检。由于裂纹扩展时一般呈弧形特征，中部扩展较快，边缘扩展较慢，若以渗透可检裂纹长度0.3 mm 进行计算，那么厚度方向裂纹长度为0.3 mm 时的寿命值为12 877 循环周次，从12 877～40 000 循环周次应6 次渗透无损检测，也均出现了漏检。

接下来对渗透检测漏检进行相关分析，原因可能存在以下几个方面:首先，构件的裂纹扩展呈弧形，中部较边缘扩展快，也就说首先产生的是内部裂纹，运用渗透检测方法采集的数据会存在偏差;第二，渗透检测是一种以毛细作用原理为基础的检测表面开口缺陷的无损检测方法，裂纹越细小，毛细作用越明显。渗透检测受表面状况影响较大，由于试验过程中销棒对孔内壁表面的挤压损伤，而导致裂纹张口被覆盖，也在一定程度上影响渗透检测的效果;第三，本试验采用的离线渗透检测，前起收放作动筒接头采用的是塑性较好铝合金制造，裂纹闭合效果好，可能导致渗透液未能湿润影响了检测效果;第四，裂纹沿着内壁和厚度方向扩展，孔1 缺口处于2 个耳片之间，当裂纹沿孔厚度方向扩展，可能会影响观察视线，影响检测效果。

根据以上分析情况，为了更准确获得前起收放作动筒接头损伤容限试验数据，可采取如下改进措施:

1)采用在线喷渗透液方法，可降低由于裂纹闭合而造成的漏检;

2)结合涡流检测方法，可很好的解决内部裂纹的漏检;

3)试验结束后增加断口定量分析，以验证试验测试的准确性。

以上措施采取多种检测手段，可提高检测精度，为损伤容限试验获得更多数据打下坚实基础，为后期前起收放作动筒接头耐久性定寿、检查周期等设计参数提供依据。

3 结论

1)前起收放作动筒接头裂纹性质为疲劳开裂，主裂纹萌生寿命为11 717 循环周次，从11 717～40 000循环周次共6 次渗透无损检测均出现了漏检。

2)采用在线喷渗透液方法、结合涡流检测方法以及增加断口定量分析技术等措施，可更好地完成前起收放作动筒损伤容限试验。

［1］张燚，章文峰，闫海.断口定量分析在评估构件疲劳寿命中的应用［J］.材料工程，2000(4):45－48.

［2］王远达，梁永胜，王宏伟.飞机结构的耐久性与损伤容限设计［J］.飞机设计，2009，29(1):37－43.

［3］刘新灵，张卫方，陶春虎.不同断口定量分析疲劳寿命模型应用对比［J］.机械工程材料，2008，32(5):4－6.

［4］张卫方，刘高远，高威，等.机翼构件不同载荷谱下的寿命反推［J］.材料工程，2002(5):42－45.

［5］钟群鹏，张峥，武淮生，等.金属疲劳扩展区和瞬断区的物理数学模型［J］.航空学报，2000，21(增刊):11－14.

［6］刘新灵，张峥，陶春虎.疲劳断口定量分析［M］.北京:国防工业出版社，2010:9.

［7］习年生，刘丰收.断口定量概率评估货车车轮辐板孔裂纹扩展速率［J］.失效分析与预防，2007，2(4):21－25.

［8］张栋，钟培道，陶春虎，等.失效分析［M］.北京:国防工业出版社，2008:375－384.