进气道拉紧螺栓断裂分析

刘艳稳，张跃飞，陈 林，吴天华

(1.中航航空服务保障(天津)有限公司，天津 300310；2.中国人民解放军驻162厂军事代表室，贵州 安顺561018)

0 引言

30CrMnSiA钢是飞机制造使用最广泛的一种调质钢，在淬火高温回火状态下具有较高的强度和足够的韧性，适用于制造航空重要锻件、机械加工零件、钣金件和焊接件，如对接接头、螺栓、轴、齿轮等[1]。由于承受比较恶劣的环境，钢材及其构件的断裂不仅容易发生而且会造成严重的后果；因此，国内外对钢材的断裂研究比较多，也取得了很多的成果[2]。

机务检查发现飞机左侧进气道横向拉杆的拉紧螺栓发生断裂，横向拉杆的装配关系如图1所示，A、B两颗拉紧螺栓一端通过螺纹拧入机身，另一端为特制的椭圆形螺帽，分别贴合伸入并铆接在C铝制椭圆型材的左右两侧。拉紧螺栓的设计尺寸如图2所示，主要对进气道起支撑、保形作用。

图1 横向拉杆的安装图Fig.1 Installation drawing of the lateral rod

通过对宏观形貌、微观组织进行观察，并普查零件装配和飞机工况，找到拉紧螺栓失效的原因。本研究深化从严控制紧固件预紧力的认识，即承受交变载荷的螺栓更易疲劳断裂，一旦发生失效，将给飞行安全造成重大隐患[3]；同时也为今后分析同类产品断裂产生的原因提供经验和工程借鉴价值[4]。

图2 横向拉杆的间隙要求Fig.2 Clearance requirement of the lateral rod

1 试验过程与结果

1.1 宏观观察

失效拉紧螺栓的机械尺寸符合设计要求，公差满足HB 5800—1999《一般公差》规定，表面镀锌处理符合工艺要求。断裂位置位于第一、二扣螺纹处，断面与轴线垂直(图3)；断口齐整，呈灰色，表面有磨损痕迹，未见明显塑性变形；螺牙顶存在较严重损伤，螺杆镀层存在磨损(图4)；源区位于螺纹根部，呈大线源，存在明亮的放射条纹和放射台阶[5]，可见疲劳弧线特征(图5)。

图3 横向拉杆形貌Fig.3 Lateral rod appearance

图4 螺杆形貌Fig.4 Appearance of the bolt shank

1.2 微观观察

采用扫描电镜观察失效拉紧螺栓的断口：源区位于螺纹底部，线源特征明显、未见腐蚀和冶金缺陷(图6)；疲劳扩展充分，约占整个断口面积的90%，其中稳定扩展区可见细密短小的疲劳条带，快速扩展区疲劳条带较宽[6](图7)；瞬断区约占整个断口面积的10%，呈典型的韧窝形貌[7]。

1.3 化学成分分析

查阅失效拉紧螺栓的原始质量证明文件，确认零件材料为30CrMnSiA，未发现异常情况；在断口源区、扩展区和瞬断区各取2点，其化学成分检测结果符合相关技术要求[8]。

图5 断口宏观形貌Fig.5 Macro appearance of the fracture

1.4 硬度检测

零件设计强度指标σb=(1 180±100) MPa，换算后的硬度值为HRC 35.5～41.5。目视检查失效拉紧螺栓的表面镀层完整，采用HR-150A型洛氏硬度计对其进行硬度测定，实测平均值为HRC 38.5，符合设计要求[9]。

图6 源区低倍形貌Fig.6 Low-magnification morphology of the fracture origin region

图7 稳定扩展区疲劳条带Fig.7 Fatigue striations at the steady extension region

1.5 金相检验

在失效拉紧螺栓的断口、螺纹处分别截取金相试样，经4%(质量分数)硝酸酒精腐蚀后，采用数字显微镜对试样进行显微组织观察，各部位基体组织均匀，为正常的回火索氏体，未发现冶金缺陷，零件无脱碳现象，如图8所示。

2 分析与讨论

1)失效性质。

失效拉紧螺栓的断口观察结果表明：宏观可见疲劳弧线、微观可见疲劳条带，因此失效性质为疲劳断裂。同时其金相组织正常，硬度符合设计要求，化学成分符合技术要求，可判定断裂与组织、硬度、化学成分无关。

2)失效原因。

失效拉紧螺栓的疲劳裂纹由螺纹一侧底部向另一侧扩展，呈大线源，疲劳扩展充分，疲劳区约占断口面积的90%，说明其承受较高的萌生应力，而扩展应力相对较小[10-11]。

普查工艺流程。在0～14框装配型架上，预安装进气道时，通过卡板和定位器初步协调大型零件的空间位置，同时确定2个拉紧螺栓的铆接位置并修合椭圆型材，进而满足图纸要求的椭圆型材与蒙皮装配间隙1～2 mm；但正式铆接进气道时，进气道蒙皮等钣金零件会发生变形，导致事先调整的间隙加大，一旦间隙超过2 mm，往往通过加大螺母预紧力将拉紧螺栓拉紧，迫使蒙皮变形进而减小间隙；然而工艺规程并未明确相应的力矩范围，HB 6586—1992《螺栓螺纹拧紧力矩》规定M10螺栓施加的扭矩为(35±3.5) N·m(折算拉紧螺栓最大承受15.19 kN拉力/275.81 MPa应力)，而现场实测该力矩瞬时峰值最高60 N·m。因此，生产过程中因间隙调整产生的异常装配预紧力会使拉紧螺栓承受较大的横向拉应力。

图8 断口处金相组织Fig.8 Metallographic structure

普查飞机工况。通过查阅飞机设计文件可知：地面开车-空中0.75马赫时，进气道承受负压，拉紧螺栓受压，此时负压最大值为0.0542 MPa，对应拉紧螺栓受6.37 kN压力/115.66 MPa应力；空中0.75马赫以上时，进气道承受正压，拉紧螺栓受拉，此时正压最大值为0.163 4 MPa，对应拉紧螺栓受19.2 kN拉力/348.62 MPa应力。因此，进气道交变载荷使拉紧螺栓承受的拉压变化范围比较宽，为-6.37～19.2 kN。

综上所述：正常工作情况下，拉紧螺栓承受的仅是进气道交变载荷，该交变载荷最大值施加给拉紧螺栓的348.62 MPa应力，低于30CrMnSiA材料的疲劳强度值450 MPa(该值为保守数字，通常抗拉强度越高，疲劳强度越高，拉紧螺栓σb=(1 180±100)MPa，其实际疲劳强度会高于450 MPa)，并不会导致拉紧螺栓疲劳断裂；但当叠加异常装配预紧力后，拉紧螺栓承受的应力水平(达到624.43 MPa)已超过30CrMnSiA材料的疲劳强度，工作一定时间后，拉紧螺栓将产生初始裂纹；随着裂纹的扩展，异常装配预紧力得到释放，拉紧螺栓承受的应力水平逐渐减小，使得疲劳裂纹能够充分扩展(达断口面积的90%)，表现出高应力萌生裂纹、低应力扩展的断口特征。

3 改进措施

1)调整工序顺序，将铆接并安装横向拉杆工序放在正式铆接进气道工序后进行。

2)增加专用工装，确保横向拉杆铆接和修合的一次性合格率，并满足间隙要求。

3)完善工艺规程，内控定力扳手的扭矩范围(30±3) N·m。

通过监控现场20架飞机的装配过程，并收集部队1年多的飞行反馈信息，外场未发生同类故障，证明原因定位准确，改进措施有效。

4 结论

1)拉紧螺栓断裂性质为疲劳断裂，断裂原因与异常装配预紧力叠加进气道载荷有关。

2)提出调整工序顺序、增加专用工装、完善工艺规程的改进措施，外场未再发生同类故障。