飛機(jī)鑄造鎂合金件螺栓孔的開裂原因

吉先武,鄧承佯,熊 懿,吳根林,張 偉

(江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，南昌 330024)

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飛機(jī)鑄造鎂合金件螺栓孔的開裂原因

吉先武,鄧承佯,熊 懿,吳根林,張 偉

(江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，南昌 330024)

摘要：針對(duì)某飛機(jī)鑄造鎂合金件螺栓孔開裂失效的問題，通過化學(xué)成分分析、斷口宏觀觀察和微觀形貌觀察、顯微組織分析和硬度測(cè)試等方法，并結(jié)合有限元應(yīng)力分析和強(qiáng)度校核等對(duì)裂紋產(chǎn)生的原因進(jìn)行了分析。結(jié)果表明,由于鑄造縮松和人工加工破壞了氧化膜，使得暴露的鎂基體與附著冷凝水發(fā)生電化學(xué)反應(yīng)形成早期微裂紋，此外鑄造鎂合金中鋁元素的過量添加造成晶界處偏析物過多，從而降低了晶界結(jié)合力,使裂紋擴(kuò)展阻力降低，在殘留應(yīng)力的長(zhǎng)期作用下，微裂紋不斷擴(kuò)展造成最終的應(yīng)力腐蝕裂紋。

關(guān)鍵詞：鑄造鎂合金；鑄造縮松；應(yīng)力腐蝕裂紋

鎂合金以其壓鑄成型性好、比強(qiáng)度高、抗震減噪性能優(yōu)異等特性[1]被廣泛應(yīng)用于石油、化工、航天等國(guó)民經(jīng)濟(jì)領(lǐng)域，其中又以耐蝕性較佳的鎂鋁系合金的應(yīng)用最為廣泛。目前ZM5鎂鋁合金已成為航空領(lǐng)域最重要的材料之一，通常用于制造承力支架、接頭等承受沖擊載荷的零部件。由于飛機(jī)服役環(huán)境復(fù)雜多變，而鎂合金在潮濕空氣中極易腐蝕氧化[2]造成部件失效，會(huì)對(duì)飛機(jī)的飛行安全造成影響。

在對(duì)某型飛機(jī)進(jìn)行定檢過程中，發(fā)現(xiàn)某鑄造鎂合金連接件中的連接螺栓孔周圍出現(xiàn)了肉眼可見的長(zhǎng)達(dá)12 mm的裂紋(圖1)，該螺栓孔位于連接桿的中部，通過螺栓與周圍部件連接，是機(jī)體的主要的承力部位。該部件服役期間主要承受接頭的沖擊載荷，其破壞形式為螺栓徑向的剪切力。同時(shí)螺栓孔表面通過氧化處理并涂覆CO4-2綠漆進(jìn)行保護(hù)。該零件的服役時(shí)間并未達(dá)到其規(guī)定的使用壽命，且該部位是機(jī)身的重要零件，一旦失效就會(huì)嚴(yán)重影響飛機(jī)的飛行安全,為此本工作對(duì)此裂紋的產(chǎn)生原因進(jìn)行了分析。

圖1　鑄造鎂合金件螺栓孔開裂形貌Fig. 1　Crack on casting magnesium bolt hole

1理化檢測(cè)

1.1化學(xué)成分

從開裂的零件上取樣，采用ICP法[3]對(duì)零件的化學(xué)成分進(jìn)行分析，結(jié)果如表1所示，其中鋅、錳和銅的含量均符合GB/T 1177-1991設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)，但鋁的含量卻遠(yuǎn)超過了標(biāo)準(zhǔn)。

表1　化學(xué)成分檢驗(yàn)結(jié)果(質(zhì)量分?jǐn)?shù))

1.2斷口宏觀形貌

由圖1可見,零件裂紋周圍漆層已經(jīng)出現(xiàn)剝落，裂紋幾乎貫穿整個(gè)螺栓孔。將裂紋打開如圖2所示，大部分?jǐn)嗫诒砻嬉呀?jīng)失去金屬光澤，有大量的腐蝕產(chǎn)物附著，腐蝕坑幾乎覆蓋了整個(gè)斷口，整體已經(jīng)發(fā)黑，但邊緣未裂開處打斷后則呈現(xiàn)灰白色。

圖2　斷口宏觀形貌Fig. 2　Macroscopic morphology of fracture

1.3斷口微觀形貌

將斷口清洗干燥后，采用TESCAN VEGAⅡLMU型掃描電鏡進(jìn)行觀察。由圖3(a)可見,斷口處大部分區(qū)域被腐蝕產(chǎn)物所覆蓋，對(duì)斷口進(jìn)行能譜分析發(fā)現(xiàn)腐蝕產(chǎn)物中含有氧化物，進(jìn)一步進(jìn)行衍射分析可知，去除基體信號(hào)和背底噪音后，在2θ角為36.2°處還發(fā)現(xiàn)有明顯峰值，并在40.2°和65.2°均發(fā)現(xiàn)較明顯峰值信號(hào)，經(jīng)標(biāo)定認(rèn)為該鑄造鎂合金中存在Mg17Al12化合物。對(duì)斷口中央處進(jìn)行觀察可見大部分呈現(xiàn)準(zhǔn)解理形貌,見圖3(b)。斷口中央出現(xiàn)清晰的泥紋花樣腐蝕形貌，見圖3(c),局部區(qū)域也存在裂痕(沿晶開裂)和腐蝕痕跡。對(duì)斷口邊緣處形貌進(jìn)行觀察，該區(qū)域斷口形貌大部分均為被拉長(zhǎng)的韌窩形貌和磨損形貌等塑性變形，其他部分也為準(zhǔn)解理形貌,見圖3(d)。所有斷口區(qū)域均未發(fā)現(xiàn)明顯的冶金缺陷和熱處理缺陷。

(a)　斷口上的腐蝕產(chǎn)物　　　 (b)　斷口全貌

(c)　斷口中央的形貌 (d)　斷口邊緣處的形貌圖3　斷口的微觀形貌Fig. 3Microscopic morphology of fracture: (a)corrosion product on fracture; (b) whole morphology of fracture; (c)center morphology of fracture; (d)　edge morphology of fracture

1.4斷口顯微組織

在失效件裂紋附近取金相試樣，在拋光態(tài)下觀察，可見在靠近零件表面處有較多鑄造縮松,見圖4(a)。進(jìn)一步觀察可知，零件表面還有人工加工痕跡,見圖4(b)；在腐蝕狀態(tài)下顯微形貌見圖4(c)，裂紋大多數(shù)沿著晶界擴(kuò)展。零件表面硬度為58.7 HBW,小于GB/T 1177-1991的規(guī)定值。

(a)　鑄造縮松 (b)　加工痕跡

(c)　沿晶裂紋圖4　斷口的顯微組織Fig. 4　Metallographic of fracture: (a)　casting loosening; (b)　manual processing traces;(c)　intergranular cracks

2失效原因分析與討論

2.1強(qiáng)度設(shè)計(jì)校核

對(duì)失效件的三維模型進(jìn)行8節(jié)點(diǎn)6面體單元分割建立有限元分析模型,如圖5(a)。經(jīng)過實(shí)際受載測(cè)量計(jì)算可知該部件軸上載荷(Z向)為159.25 N，其剪切應(yīng)力(X向)為380.49 N，因此對(duì)螺栓孔整體平均受載分析如下：

(1)

(2)

(3)

擠壓強(qiáng)度校核：

(4)

(5)

剪切強(qiáng)度校核：

(6)

(7)

因此該部件的設(shè)計(jì)符合強(qiáng)度標(biāo)準(zhǔn)[4]。

此外，對(duì)出現(xiàn)裂紋的螺栓孔處運(yùn)用Hypermesh軟件[5]進(jìn)行有限元局部應(yīng)力分析，先將零件整體進(jìn)行網(wǎng)格分割，其次模擬實(shí)際環(huán)境中的邊際條件對(duì)零件螺栓孔進(jìn)行固定，最后根據(jù)上述計(jì)算載荷值進(jìn)行模擬。結(jié)果表明，在外力作用下，螺栓孔附近出現(xiàn)了應(yīng)力集中現(xiàn)象,如圖5(b)，但其最大的載荷為41.6 MPa，依然小于該材料的抗拉強(qiáng)度[6]。

2.2失效原因分析

上述分析可知，斷口由大量腐蝕產(chǎn)物覆蓋，大部分?jǐn)嗫谛蚊渤尸F(xiàn)準(zhǔn)解理特征并且有泥紋花樣。此外金相觀察結(jié)果顯示其裂紋呈現(xiàn)沿晶斷裂特征，同時(shí)有限元分析結(jié)果顯示螺栓孔的強(qiáng)度設(shè)計(jì)符合相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，但服役期間螺栓孔周圍始終承受殘余拉應(yīng)力作用，因此可以推斷該鑄造鎂合金螺栓孔的裂紋性質(zhì)為應(yīng)力腐蝕裂紋。

(a)　載荷坐標(biāo)

(b)　有限元應(yīng)力載荷譜圖5　鑄造鎂合金件螺栓孔有限元分析Fig. 5　Finite element analysis of casting magnesium bolt hole: (a)　load coordinates; (b)　finite element stress load spectrum

同時(shí)宏觀形貌和金相觀察表明零件表面存在加工痕跡，這說明鎂合金表面氧化層的完整性遭到了一定程度的破壞?？紤]到飛機(jī)服役環(huán)境復(fù)雜，夾雜灰塵的水氣會(huì)凝結(jié)在飛機(jī)表面，而該部分位于機(jī)體非密封區(qū)，因而冷凝水就會(huì)不斷滲透匯聚殘留在螺栓孔縫隙內(nèi)和鑄造縮松處。鄭潤(rùn)芬[7]的研究表明，鎂合金表面的氧化膜極易在潮濕環(huán)境中與空氣中的H2O、CO2等物質(zhì)反應(yīng)生成多孔疏松的碳酸鹽。因而在此環(huán)境中，零件表面原有氧化層就會(huì)不斷被腐蝕而發(fā)生破裂，鎂基體就會(huì)暴露在空氣中。但冷凝水的存在則會(huì)使鎂基體長(zhǎng)期處于濕潤(rùn)的環(huán)境中構(gòu)成鎂-水應(yīng)力腐蝕敏感系統(tǒng)[8]，同時(shí)進(jìn)一步誘發(fā)電化學(xué)腐蝕反應(yīng)形成應(yīng)力腐蝕源[9]。

此外，化學(xué)成分分析結(jié)果顯示鑄鎂合金中鋁的含量超過相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)，由于鎂鋁原子比例接近，鋁在鎂合金中的固溶度相較其他元素要高，在鍛造過程中，鋁和鎂能夠優(yōu)先結(jié)合生成Mg17Al12化合物[10]，該化合物屬于沉淀強(qiáng)化相在晶界處析出，因而過多的鋁添加就會(huì)造成晶界析出的Mg17Al12化合物過量[11]，這就會(huì)直接引起晶界結(jié)合力下降。曾發(fā)翠等人[11]的研究表明，當(dāng)鋁的質(zhì)量分?jǐn)?shù)超過9%，晶界結(jié)合力會(huì)隨鋁的含量增多而不斷減弱，并出現(xiàn)應(yīng)力腐蝕開裂傾向。最終應(yīng)力腐蝕源在長(zhǎng)期的殘余應(yīng)力和冷凝水共同作用下形成裂紋，并不斷沿晶界擴(kuò)展最終造成鑄造鎂合金件螺栓孔的裂紋失效。

3結(jié)論

(1) 鑄造鎂合金件螺栓孔裂紋的性質(zhì)為應(yīng)力腐蝕裂紋。

(2) 零件表面的人工加工痕跡破壞了鎂合金表面氧化層的完整性，同時(shí)螺栓孔縫隙內(nèi)和鑄造縮松處殘留冷凝水使鎂合金長(zhǎng)期處于濕潤(rùn)環(huán)境中，氧化層不斷腐蝕破裂，暴露出來的鎂基體則與冷凝水直接接觸發(fā)生電化學(xué)腐蝕反應(yīng)形成應(yīng)力腐蝕源。

(3) 合金中添加過量鋁元素造成偏析物富集在晶界處，削弱了晶界結(jié)合力，有利于裂紋沿晶界擴(kuò)展，是裂紋形成的內(nèi)因。

(4) 零件表面應(yīng)力腐蝕源在長(zhǎng)期殘余應(yīng)力和冷凝水共同作用下出現(xiàn)了裂紋，裂紋則會(huì)不斷沿晶界擴(kuò)展造成零件的斷裂失效，其中,環(huán)境因素是決定因素。

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Cracking Reasons for Casting Magnesium Bolt Hole in an Airplane

JI Xian-wu, DENG Cheng-yang, XIONG Yi, WU Gen-lin, ZHANG Wei

(Hongdu Aviation Industry Group, Nanchang 330024, China)

Abstract：To study the cracking failure of casting magnesium bolt hole, composition analysis, macroscopic analysis and microscopic analysis, microstructure analysis and hardness testing and finite element analysis were used to explore the characters of cracking. The results show that exposed magnesium formed electrochemical reaction with attached liquid to form microcracks due to the damage of oxide film because of casting loosening and processing. The addition of excess Al caused more grain boundary segregation and reduced grain boundary binding force under long-term residual loads, the micro cracks continued expanding and thus caused eventual stress corrosion cracking failure.

Key words：casting magnesium alloy; casting loosening; stress corrosion cracking

中圖分類號(hào)：TG172

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1005-748X(2016)02-0171-04

通信作者：鄧承佯(1992-)，設(shè)計(jì)員，本科，從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕工作，15870032636，an123yi@126.com

收稿日期：2015-01-13

DOI:10.11973/fsyfh-201602018