某型飞机耳片结构疲劳断口分析

郑参谋

摘 要：疲劳断裂是导致工程结构或构件破坏的主要原因，针对某型飞机耳片结构发生的破坏问题，对其疲劳损伤和断裂机理进行断口分析，确定了该耳片结构的开裂性质，并定量地给出了耳片孔边裂纹萌生寿命及裂纹扩展寿命，为类似耳片结构断口分析提供了参考。

关键词：耳片 疲劳断裂 断口分析 裂纹扩展

中图分类号：V215 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2016）05（b）-0001-03

该文对某型飞机耳片结构进行断口宏观与微观观察、能谱分析和断口定量分析，结合耳片硬度、金相组织、低倍流线和化学成分的检测结果，确定了耳片结构的开裂性质，计算反推出了裂纹的扩展寿命和萌生寿命。

1 试验简介

需对某型飞机耳片结构（2024-T351铝合金材料）分别进行疲劳试验和裂纹扩展试验。进行疲劳试验前，已对该耳片结构进行了缺口预制（共两处，均为角裂纹形状，且尺寸相同）如图1所示，目的是通过疲劳试验，在预制缺口尖端出现约1 mm可见疲劳裂纹，之后再进行裂纹扩展试验。

将耳片结构如图2所示进行安装固定，采用应力比R=0.1等幅谱，按如图1所示加载方向进行疲劳试验。经过45 000次疲劳试验后，耳片1开裂，耳片2未出裂纹，如图3所示。

2 斷口分析

2.1 断口宏、微观观察

将耳片1裂纹人为打开，断口宏观形貌见图4（a），源区位于缺口处，呈线源，整个裂纹断面平坦，裂纹从缺口起始后沿耳片孔宽度和厚度方向同时扩展，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%。源区放大后未见冶金缺陷，见图4（b）。

2.2 断口定量分析

该文采用疲劳条带作为定量分析参量，从疲劳源区开始对扩展区内的疲劳条带进行测定，每个测定点及其附近区域测量三次，取平均值作为该处的疲劳条带间距，即疲劳裂纹扩展速率，测定结果见表1。采用列表梯形法（见公式1）计算疲劳扩展寿命，列入表1中Ni。由表1可得：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。

式（1）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。

总的试验循环为45 000循环周次，通过断口定量分析，可知耳片裂纹扩展寿命为33 283循环周次，则裂纹萌生寿命为11 717循环周次。

2.3 低倍流线检查

在耳片裂纹附近按如图5所示分别制取3个方向的金相试样，磨制抛光低倍腐蚀后进行低倍流线观察。从观察结果可知，1#取样为LT方向，2#取样为LS方向，3#取样为TS方向，由此可知，耳片的L、T、S方向分别对应接头的长度、宽度和厚度方向（见图6）。

2.4 金相组织检查

对耳片不同方向下制取金相试样，磨制抛光后进行金相组织观察，耳片的金相组织为α-Al和粗大质点相，3个方向金相组织分别见图7（a）～7（c）。

2.5 硬度测定

分别在耳片的L、T、S方向制取硬度试样，磨制抛光后进行维氏硬度测试，结果见表2。由表2可知，耳片3个方向的硬度值均符合技术要求。

2.6 化学成分分析

通过对耳片人为打开断口进行能谱分析和试末法化学成分检测，测试结果见表3。由表3可知，能谱分析结果中Cu元素高于技术要求，试末法测试结果表明耳片化学成分符合2024-T351铝合金技术要求。

3 结语

3.1 失效性质分析

耳片1存在裂纹，裂纹起源于缺口处，沿着耳片的宽度和厚度方向同时疲劳扩展，断面上可见大量的细密疲劳条带，由此判断耳片的失效性质为疲劳断裂。

3.2 材质分析

耳片化学成分符合2024-T351铝合金技术要求；耳片的低倍流线L、T、S方向与材料取向方向一致；耳片的高倍金相组织未见明显异常；耳片3个方向的硬度值均符合技术要求。由此可知，耳片的材质和加工方向符合技术要求。

3.3 裂纹扩展寿命反推分析

通过断口定量分析反推，可知耳片的裂纹扩展寿命为33 283循环周次，萌生寿命为11 717循环周次。

参考文献

[1] 赵荣国，罗希延，蒋永洲，等.航空发动机涡轮轮盘用GH4133B合金疲劳损伤与断口分析[J].机械工程学报，2011，47（6）：92-100.

[2] 傅祥炯.结构疲劳与断裂[M].西安：西北工业大学出版社，1995.