飛機(jī)液壓系統(tǒng)液壓油箱排氣導(dǎo)管斷裂原因

(北京航空工程技術(shù)研究中心, 北京 100076)

飛機(jī)液壓系統(tǒng)是以液壓油為工作介質(zhì)，通過油壓驅(qū)動執(zhí)行機(jī)構(gòu)，進(jìn)而完成飛機(jī)所需的特定操作。液壓系統(tǒng)中的導(dǎo)管質(zhì)量是液壓油在液壓系統(tǒng)內(nèi)部有序流動、實(shí)現(xiàn)特定操縱功能的重要保證，根據(jù)不同的使用部位，可以分為吸油導(dǎo)管、供壓導(dǎo)管、回油導(dǎo)管以及排氣導(dǎo)管等。由于液壓導(dǎo)管距離長、接頭多、形狀復(fù)雜，內(nèi)部液壓油壓力高、脈動強(qiáng)，外部振動環(huán)境復(fù)雜，導(dǎo)管在使用中斷裂故障時有發(fā)生，導(dǎo)致液壓油泄露，相關(guān)操縱無法完成，嚴(yán)重影響飛行安全[1-5]。

某飛機(jī)在飛行過程中，發(fā)生了一起液壓系統(tǒng)液壓油箱排氣導(dǎo)管斷裂故障，總使用時間為72 h另23 min。排氣導(dǎo)管材料為1Cr18Ni10Ti不銹鋼，規(guī)格為φ6 mm×0.6 mm，抗拉強(qiáng)度要求不小于550 MPa。為查明液壓油箱排氣導(dǎo)管的斷裂原因，筆者對其進(jìn)行了理化檢驗(yàn)與分析，以期提高飛行安全，防止類似事故再次發(fā)生。

1 理化檢驗(yàn)

1.1 宏觀觀察

圖1 斷裂排氣導(dǎo)管在飛機(jī)上的位置Fig.1 Location of fractured exhaust pipe on aircraft

排氣導(dǎo)管在飛機(jī)上的位置如圖1所示，可見飛機(jī)液壓系統(tǒng)液壓油箱排氣導(dǎo)管(以下簡稱排氣導(dǎo)管)上端與液壓油箱管嘴連接，下端與直通接頭連接，液壓油箱貼合在前后兩個油箱底座上(順航向)，并通過兩個緊死箍帶固定，直通接頭固定在飛機(jī)結(jié)構(gòu)側(cè)壁板上。送檢故障排氣導(dǎo)管宏觀形貌如圖2所示，可見斷裂位置位于排氣導(dǎo)管靠直通接頭端的喇叭口根部，呈周向斷裂；斷口整體與導(dǎo)管軸線垂直，斷裂部位未見明顯塑性變形及腐蝕痕跡。

圖2 斷裂排氣導(dǎo)管宏觀形貌Fig.2 Macro morphology of fractured exhaust pipe

使用體視顯微鏡觀察排氣導(dǎo)管斷口的宏觀形貌，如圖3所示，可見斷口灰亮、有金屬光澤，斷口上可見兩處明顯疲勞弧線、放射棱線等典型疲勞斷裂特征區(qū)，兩處疲勞區(qū)呈180°對稱分布，分別位于導(dǎo)管順航向橫向方向兩側(cè)。從弧線和放射棱線收斂的方向看，兩處疲勞區(qū)均從導(dǎo)管表面線性起源，向兩側(cè)及導(dǎo)管厚度方向擴(kuò)展。

圖3 斷裂排氣導(dǎo)管斷口宏觀形貌Fig.3 Macro morphology of the fracture offractured exhaust pipe

觀察排氣導(dǎo)管斷口疲勞區(qū)對應(yīng)側(cè)表面形貌，可見斷口附近兩個側(cè)表面均存在周向接觸磨損痕跡，并可見微裂紋，但疲勞并未在磨損部位起始，如圖4所示。觀察與平管嘴端面對應(yīng)的導(dǎo)管表面部位，可見疲勞區(qū)下方與平管嘴端面對應(yīng)的部位均存在不同程度的擠壓凹痕(手觸摸有明顯凹陷感覺)，如圖5所示。

圖4 斷口疲勞區(qū)對應(yīng)側(cè)表面宏觀形貌Fig.4 Macro morphology of the correspondingside of fracture fatigue area:a) fatigue area I; b) fatigue area II

圖5 平管嘴端面對應(yīng)導(dǎo)管表面部位的擠壓凹痕Fig.5 Extrusion dent of the corresponding pipesurface of flat mouthpiece face

對排氣導(dǎo)管的外徑進(jìn)行測量，結(jié)果為6 mm，壁厚為0.68 mm，符合排氣導(dǎo)管的尺寸規(guī)格要求。

1.2 微觀觀察

采用掃描電鏡對斷裂排氣導(dǎo)管的斷口進(jìn)行觀察，如圖6所示，可見放射棱線收斂于導(dǎo)管側(cè)表面，疲勞裂紋從排氣導(dǎo)管側(cè)表面線性起源，疲勞源區(qū)未見明顯冶金缺陷。裂紋擴(kuò)展區(qū)疲勞條帶和瞬斷區(qū)撕裂韌窩形貌分別如圖7和圖8所示。

圖6 斷口疲勞源區(qū)SEM形貌Fig.6 SEM morphology of fracture fatigue source area:a) fatigue source area I; b) fatigue source area II

圖7 斷口疲勞擴(kuò)展區(qū)的疲勞條帶SEM形貌Fig.7 SEM morphology of fatigue bands infatigue growth area of fracture:a) fatigue growth area I; b) fatigue growth area II

圖8 斷口瞬斷區(qū)的撕裂韌窩SEM形貌Fig.8 SEM morphology of tear dimples in transientrupture area of fracture

對排氣導(dǎo)管兩處疲勞區(qū)對應(yīng)側(cè)表面進(jìn)行觀察，可見兩處側(cè)表面均存在微裂紋，放大觀察微裂紋內(nèi)部微觀形貌，可見明顯疲勞形貌特征，典型的形貌如圖9所示。

圖9 排氣導(dǎo)管側(cè)表面微裂紋典型SEM形貌Fig.9 Typical SEM morphology of microcrack on the sidesurface of exhaust pipe:a) at low magnification; b) at high magnification

1.3 金相檢驗(yàn)

在斷裂排氣導(dǎo)管斷口附近取樣并觀察其顯微組織形貌，如圖10所示。可見排氣導(dǎo)管的顯微組織為均勻的奧氏體，組織未見異常[6]。

圖10 斷裂排氣導(dǎo)管顯微組織形貌Fig.10 Microstructure morphology of fractured exhaust pipe

1.4 力學(xué)性能測試

在斷裂排氣導(dǎo)管斷口附近取樣，測量5次顯微硬度，平均值為187 HV0.3，根據(jù)GB/T 1172—1999《黑色金屬硬度及強(qiáng)度換算值》的要求，換算成抗拉強(qiáng)度σb為631 MPa(參考低碳鋼硬度與強(qiáng)度換算值)[7]，可知抗拉強(qiáng)度滿足排氣導(dǎo)管強(qiáng)度設(shè)計要求(σb不小于550 MPa)。

2 分析與討論

通過宏觀觀察可見斷裂排氣導(dǎo)管斷口有兩處明顯疲勞弧線及放射棱線等典型疲勞特征區(qū)，兩處疲勞區(qū)呈180°對稱分布；微觀上兩處疲勞區(qū)均可見清晰的疲勞條帶，表明排氣導(dǎo)管斷裂模式為雙向彎曲疲勞斷裂[8-10]。

排氣導(dǎo)管是否出現(xiàn)疲勞斷裂主要取決于載荷大小及導(dǎo)管自身抗疲勞性能。由于排氣導(dǎo)管材料的理化檢驗(yàn)(顯微組織、硬度)結(jié)果符合要求，即導(dǎo)管自身抗疲勞性能未見異常，結(jié)合導(dǎo)管斷口呈對稱分布的兩處疲勞區(qū)分別位于順航向橫向方向兩側(cè)，分析判斷導(dǎo)管出現(xiàn)雙向彎曲疲勞斷裂與其承受了順航向橫向方向的異常載荷有關(guān)。排氣導(dǎo)管在飛機(jī)上的結(jié)構(gòu)示意圖如圖11所示，據(jù)制造廠家介紹，該部位排氣導(dǎo)管的設(shè)計進(jìn)行過更改，更改前液壓油箱排氣導(dǎo)管為一根導(dǎo)管，導(dǎo)管下端與液壓油箱下側(cè)排氣活門連接，上端與液壓油箱管嘴連接(紅色管子)。但在實(shí)際使用過程中，導(dǎo)管位于尾梁外側(cè)壁板固定點(diǎn)(黑色管夾)處先后出現(xiàn)6次斷裂故障。設(shè)計單位對該處進(jìn)行了設(shè)計更改：(1) 將原排氣導(dǎo)管更改為上下兩段排氣導(dǎo)管，本次斷裂導(dǎo)管為上段排氣導(dǎo)管，斷裂部位在導(dǎo)管下端喇叭口根部；(2) 在原黑色管夾的位置，將管夾更改為直通接頭，并將直通接頭固定在飛機(jī)結(jié)構(gòu)側(cè)壁板上，通過直通接頭連通上下兩段排氣導(dǎo)管。

故障排氣導(dǎo)管上端與液壓油箱管嘴連接，下端與直通接頭連接，液壓油箱貼合在前后兩個油箱底座上(順航向)，并通過兩個緊死箍帶固定，直通接頭則固定在飛機(jī)結(jié)構(gòu)側(cè)壁板上。液壓空油箱質(zhì)量為13.6 kg，最大加油量13.5 kg，總質(zhì)量約為27.1 kg，僅僅依靠兩根緊死箍帶固定。分析認(rèn)為，飛行過程中一旦液壓油箱晃動或竄動，產(chǎn)生的交變載荷將傳遞給排氣導(dǎo)管，并集中到導(dǎo)管下端喇叭口根部，進(jìn)而導(dǎo)致雙向彎曲疲勞斷裂。故障排氣導(dǎo)管僅使用72 h另23 min即發(fā)生斷裂，斷口附近有多條平行微裂紋，導(dǎo)管疲勞源區(qū)對應(yīng)側(cè)表面均存在周向接觸磨損痕跡，平管嘴端面對應(yīng)的導(dǎo)管表面部位存在擠壓凹痕，表明導(dǎo)管承受了順航向橫向方向的異常載荷[11-12]，異常載荷可能與液壓油箱的固定方式有關(guān)。

鑒于該部位排氣導(dǎo)管設(shè)計更改前，已出現(xiàn)多次斷裂故障，更改后該故障仍有發(fā)生，且斷裂的位置基本相同。送檢排氣導(dǎo)管材料理化檢驗(yàn)結(jié)果未發(fā)現(xiàn)異常，疲勞源區(qū)也未發(fā)現(xiàn)明顯缺陷。因此，從故障發(fā)生的頻次和時間來看，綜合分析認(rèn)為在現(xiàn)有的管路布局下，改進(jìn)后新排氣導(dǎo)管依舊不能滿足設(shè)計安全的要求。建議相關(guān)單位結(jié)合液壓油箱的固定方式，對排氣導(dǎo)管的動載荷進(jìn)行校核，提出針對性改進(jìn)措施，并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

圖11 排氣導(dǎo)管在飛機(jī)上的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.11 The schematic diagram of the exhaust pipe on the aircraft

3 結(jié)論及建議

(1) 飛機(jī)液壓系統(tǒng)液壓油箱排氣導(dǎo)管的斷裂模式為雙向彎曲疲勞斷裂。

(2) 排氣導(dǎo)管疲勞斷裂的原因?yàn)槠涑惺芰隧樅较驒M向方向的異常載荷，異常載荷可能與液壓油箱的固定方式有關(guān)。

(3) 建議設(shè)計單位結(jié)合液壓油箱的固定方式，對排氣導(dǎo)管的動載荷進(jìn)行核查，提出針對性改進(jìn)措施，并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。