某型火箭弹射座椅导流板螺母裂纹故障研究

吴恒壮 李明 冀兵

摘要：对某型飞机火箭弹射座椅导流板螺母进行探伤检查，发现螺纹根部存在裂纹。本文对该螺母裂纹产生的原因进行了分析，并提出了相关措施。

关键词：裂纹；锻造分模面

Keywords：crack；forging parting surface

工厂大修过程中，对某型飞机火箭弹射座椅导流板螺母进行探伤检查，发现螺纹根部存在裂纹。通过厂内普查发现，所有开裂的螺母都涉及俄制座椅，开裂或裂纹部位出现在M42×1.5螺纹退刀槽根部。

1 螺母的功用及工作原理

1.1 螺母的安装位置

螺母安装在某型火箭弹射座椅高速气流防护系统导流板的作动筒上。

1.2 高速气流防护系统功用

当飞机高速飞行时，为了防止弹射时高速气流吹袭对人体造成的伤害，除对四肢的约束和对脸部进行防护外，座椅上设置了一套高速气流防护系统。该系统由导流板、燃爆活门和导管等组成。当弹射时飞机的速度超过800～900km/h时，从第一级弹射机构转接器引来的燃气经燃爆活门通过螺母进入导流板，使导流板升起至飞行员的前方，以减小速压对飞行员的影响。

1.3 高速气流防护系统工作过程

当飞行速度在800～900km/h以下弹射时，机上空速测量系统的压力继电器接通燃爆活门的电爆管电路。燃气经通道推动分流活门到下极限位置，活门的止动环卡在壳体的定位槽内，为活门定位。进气管嘴与放气孔接通，从第一级弹射机构转接器引来的燃气将放气孔的橡皮堵盖顶开，放入大气。导流板不工作。

如果飞行速度大于800～900km/h，或空速测量系统（包括电路）、燃爆活门故障，电爆管不工作，分流活门处于上极限位置并被止动环定位，从第一级弹射机构转接器引入的燃气经过套管、导管进入燃爆活门进气接管嘴，经活门上的通孔从出气接管嘴流出，经导管进入导流板的两个作动筒。

进入作动筒的燃气推动各节套筒伸出，进而推动防护板向上运动，剪断卡锁尾端的保险丝，打开锁扣。当座椅上升90～180mm的行程，各节套筒完全伸出，防护网完全打开，防护板处于既定位置。各节活动套筒相互衔接，保持在伸出位置。

当人椅上升至套管的内管上的堵塞处，与外管上端的内凸台相碰时，堵塞上的剪切销被剪断，内管与外管脱离，堵塞堵住外管上端口，防止燃气外泄。

1.4 螺母的作用

螺母是作动筒组件中的一个重要零件，起到作动筒下部密封作用。当螺母损坏后，从导管中来的高压燃气将在此泄漏，影响作动筒套管的伸出，从而使高速气流防护系统失去功用，当飞机飞行速度大于800～900km/h时会对人体造成伤害。

2 开裂原因分析

2.1 设计要求与工艺流程方面

1）材料及设计要求

按螺母图纸要求，该零件为模锻件，材料牌号为В95（相当于国产7A04），材料的状态为T1状态（相当于国产T6状态），表面处理为黑色阳极化。

2）制造流程及相关工艺参数

螺母的制造流程为：原材料→模锻→模锻件毛坯→酸洗→钳工→车削→车削→车削→铣削→车削→钳工→液压试验（100%进行15MPa压力保压2min）→检验→荧光→表面处理→检验→液压破坏试验（每批50件中抽取1件进行20MPa压力试验，试验后要求零件不破壞）→成品检验。

2.2 故障件的检查

1）宏观检查

裂纹都出现在零件根部，该部位为零件分模面部位。用200g/L氢氧化钠水溶液腐蚀后，开裂情况扩大。螺母的裂纹外侧为非连续裂纹，内侧为连续裂纹，因此螺母裂纹应起源于内侧。

将螺母的裂纹人工打开，在体视镜下观察，从图1中a部分的破裂面看，内侧比外侧平整，因此破裂源应为a部分的内侧。

2）微观分析

图2为螺母试样在显微镜下组织，其中E区、F区和G区晶界排列方向明显不同，其原因应为E、F区锻造变形方向不同。螺母在100倍和200倍下显微组织如图3、图4所示，组织无过热过烧现象，但中间部位组织变形不充分，存在原材料组织。G区恰为零件开裂部位。零件的开裂与E、F区锻造变形方向不同以及G区组织无锻造变形有关。

2.3 硬度分析

对螺母进行布氏硬度试验，其结果为HB（kgf/mm）值193～196。根据标准要求，该模锻件的硬度应在140以上，其硬度满足标准要求。

2.4 化学成分分析

对螺母用光谱进行化学成分分析（结果见表1），螺母的化学成份符合原材料的要求。

2.5 液压试验

取一国产化螺母和原俄制螺母按要求进行液压试验，试验压力为15Mpa，保压时间为2min。

试验完成后对零件用体视镜进行宏观检查（放大50倍），俄制螺母退刀槽部位存在裂纹，而国产化TY8型座椅用螺母没有发现裂纹和其他缺陷。

为了验证国产化后零件与俄制原装零件的区别，对经过液压试验的国产化零件继续进行液压试验，加压至85Mpa时压力出现下降，说明零件此时已经破坏，泄压后检查零件的状态，发现螺纹部位已经被拉脱。对该破坏件用体视镜进行宏观检查，退刀槽部位没有发现裂纹，因国产化零件采用棒料直接机加而成，与俄制状态模锻件有着明显的区别。从试验结果看，国产零件可以稳定可靠地使用。

3 故障分析结论

从以上的分析情况可以看出，故障件化学成分合格，硬度符合模锻件技术制造的要求。裂纹起源于零件的内壁，开裂部位及附近组织正常，不存在过烧过热组织，破断口面未发现夹杂和其他冶金缺陷，零件的开裂与原材料质量及热处理工艺无关。

由于该零件为模锻件，经过变形的组织较原材料原始组织更致密，而变形部位组织的耐碱清洗的能力更强，比材料的原始组织更耐碱清洗，在宏观上表现为组织的交界面上存在界限，显现为一条白线，即该零件锻造毛坯相对应的分模面。锻件分模面附近金属晶粒在剧烈的塑性变形过程中，不同晶体的塑性变形特性不同，使相邻晶粒间产生切应力，同时切应力和局部温升也会导致晶界结合力减弱，从而，在与第二相（化合物相等）沿流线的不均匀分布的共同作用下，极易导致在分模面处开裂和流线密集处形成微裂纹。另外，分模面部位的组织为材料的原始状态组织，此部位的流线在锻件毛坯机加过程中遭到切断，进一步减弱了分模面部位承受轴向力的能力，使得分模面在受垂直于分模面方向的力的作用时成为受力最薄弱部位，也容易导致在分模面部位形成裂纹。

由于该零件在加工过程中要经过100%的液压试验检查（其检查压力为15MPa），如果零件分模面部位承力能力较弱，会在分模面部位形成微裂纹，在随后荧光检查时难以发现。从该零件的装配关系可以看出，该零件在装机状态时存在纵向的预紧力，加上飞机在飞行过程中传递的振动应力，很容易造成零件在外场的开裂。经液压试验验证，零件分模面部位在液压试验中产生微裂纹，说明该部位承力能力较差，且该零件的M42×1.5螺纹退刀槽底部与该零件的锻造分模面几乎重合，在受纵向的预紧力（该零件在装配后的受力）的情况下，槽底本身车削刀痕较多，容易在此处形成应力集中部位。另外，如前所述该锻件锻造分模面设置情况与退刀槽底部相重合还会使该部位纵向受力能力更进一步弱化，导致裂纹的扩展而开裂。

綜上，对螺母裂纹产生的三点说明：

1）零件的开裂与材质无关。

2）零件的开裂部位为锻造分模面部位。

3）零件的锻造分模面存在未变形组织，锻造分模面部位纵向受力能力较差是导致零件开裂的直接原因。

4措施

1）对外场及在修的火箭弹射座椅导流板螺母进行检查，如有裂纹应立即报废并更换。

2）尽快采用棒料机加的螺母进行更换。

参考文献

[1]周浩明.某型飞机-飞机构造与维护[Z].中国人民解放军空军装备部，2006.

[2]李曙林，贾连英.某型飞机-飞机构造[Z].空军工程学院，1998.

[3]那忠凯.某型飞机军械设备与维护（第二分册）[Z].空军装备部，2006.

作者简介

吴恒壮，高级工程师，主要从事飞机救生和着陆系统技术管理和修理研究。

李明，工程师，主要从事救生系统附件修理和技术工作。

冀兵，技师，主要从事救生系统附件修理。