某型飛機尾噴管開裂原因分析

鞠 偉 郭小童 左新浪 杜少丹 郭治文

(1.工業(yè)和信息化部電子第五研究所，廣州 510610；2.中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司，珠海 519040)

0 引言

發(fā)動機是航空裝備的“心臟”，主要包括風扇、壓縮系統(tǒng)、燃燒系統(tǒng)、渦輪系統(tǒng)和噴管系統(tǒng)等。高溫燃氣經過燃燒室充分燃燒后，由燃燒室排出并流經渦輪系統(tǒng)，一部分燃氣的內能轉化為機械能，推動渦輪轉動，同時帶動壓氣機繼續(xù)吸入大量空氣；另一部分燃氣直接從尾噴管噴出，巨大反作用力推動飛機向前飛行。現(xiàn)代飛機制造工業(yè)中，為減輕飛機重量，尾噴管多采用薄板通過滾焊、氬弧焊等方式焊接而成。然而薄板焊接存在易燒穿、變形大、焊縫成型不良等問題，從而嚴重影響焊縫質量，相對飛機的其它部件，排氣噴管的工作環(huán)境最為惡劣，一般發(fā)動機噴尾管入口溫度為550 ℃～850 ℃，在飛行過程中，噴尾管處于振動狀態(tài)，惡劣的工作環(huán)境以及較差的焊接質量，使得尾噴管故障頻發(fā)，常見故障如表1所示。

表1 尾噴管常見故障與故障率

某型飛機在完成飛行科目后，機務人員對其進行常規(guī)檢查時發(fā)現(xiàn)尾噴管內管在吊掛加強筋附近焊接區(qū)域存在兩處裂紋，如圖1所示。調查顯示該尾噴管由厚度為1.0 mm的固溶態(tài)1Cr18Ni9Ti材料焊接而成，并采用氬弧焊接方式在尾噴管上焊接厚度為1.5 mm的固溶態(tài)1Cr18Ni9Ti材料作為吊掛加強筋，加強筋焊接完成后再在加強筋上焊接支撐螺桿。尾噴管通過法蘭與發(fā)動機排氣端連接，并通過吊掛將尾段懸掛在發(fā)動機安裝支架上。

尾噴管位于發(fā)動機艙內的振動區(qū)內，該發(fā)動機工作時燃氣溫度不超過750 ℃。通過對發(fā)動機尾噴管上裂紋進行觀察，并采用體視顯微鏡(OM)、掃描電子顯微鏡(SEM)等形貌分析手段對尾噴管開裂原因進行分析。

1 分析方法

從尾噴管上截取開裂部分，沿著垂直裂紋擴展的方向采用人為打開的方式將兩個裂紋打開，并采用OM和SEM觀察裂紋的萌生位置及擴展方向，利用OM觀察顯微組織形貌。

2 分析過程與結果

2.1 宏觀形貌

裂紋1位于加強環(huán)對接的部位，該位置上存在兩道焊縫，一道為加強筋焊接于尾噴管上的環(huán)焊縫，另一道為加強筋拼接的縱焊縫，裂紋長度約45 mm；裂紋2位于支撐桿螺桿焊接部位，長度約45 mm，該裂紋位于支撐螺桿安裝的下方，如圖2所示。根據(jù)其工作時的受力分析，該位置承受拉伸應力，且為應力集中部位，應力來源于尾噴管的重力以及飛行過程中的振動應力。內管同樣位置均觀察到裂紋，表明裂紋1、裂紋2為貫穿裂紋，內部裂紋長度較外部短，說明裂紋由外部萌生，并沿著厚度方向向內部擴展。同時，在內管焊縫部位觀察到少量的焊接痕跡，表明焊接時由于工藝控制不當導致尾噴管材料在焊接過程中被燒穿。

(a) 尾噴管

(b) 裂紋1

(c) 裂紋2圖1 失效開裂尾噴管

圖2 開裂位置

裂紋1打開后的外觀形貌如圖3所示。裂紋源位于環(huán)焊縫與縱焊縫的相交點A處，該裂紋萌生于尾噴管母材外表面，裂紋萌生后在母材上沿著兩側方向擴展(圖3中B、C箭頭方向)。

圖3 裂紋1打開后外觀照片

裂紋2處為母材與加強筋焊接、加強筋與支撐螺桿焊接部位，該處存在6條焊縫，即經過6次焊接。裂紋2打開后的外觀形貌如圖4所示。加強筋位置見圖4(a)，裂紋萌生于加強筋頂部，裂紋源位于加強筋與支撐螺桿的焊接點D處(圖4(b))，裂紋萌生后，先沿加強筋向下擴展，擴展至加強筋與尾噴管母材的焊縫處時，裂紋開始分叉，一條裂紋沿加強筋向右側擴展，另一條裂紋沿焊縫向左側擴展(圖4(c))，并最終擴展至尾噴管母材上(圖4(d))。

(a) 裂紋2打開后整體外觀

(b) 裂紋源

(c) 加強筋裂紋擴展

(d) 母材裂紋擴展圖4 裂紋2打開后外觀照片

2.2 裂紋微觀形貌

圖5為裂紋1的SEM-SE照片。裂紋源位于尾噴管母材外表面，斷面上可見放射棱線(圖5(a))，可判斷裂紋萌生后沿母材壁厚方向擴展。斷面上可見大量相互平行的疲勞條帶(圖5(b))，該形貌為典型的疲勞斷裂特征，說明該開裂為交變作用力下產生的疲勞開裂。測量數(shù)據(jù)顯示，母材外壁裂紋源處厚度為0.90 mm，略小于母材其余位置，表明該處母材在焊接時，由于兩次焊接，使得該區(qū)域溫度過高，部分母材熔融燒蝕。

(a) 整體低倍形貌

(b) 疲勞條帶形貌圖5 裂紋1的SEM-SE照片

圖6為裂紋2的SEM-SE照片。裂紋源位于支撐螺桿與加強筋焊接點處(圖6(a))，在裂紋擴展路徑上可見明顯的放射棱線(圖6(b)和圖6(c))，擴展區(qū)上觀察到大量相互平行的疲勞條帶，為典型的疲勞斷裂特征，說明該開裂為交變作用力下產生的疲勞開裂。

(a) 裂紋源低倍形貌

(b) 加強筋低倍形貌

(c) 母材斷口形貌圖6 裂紋2的SEM-SE照片

2.3 顯微組織特征

對加強筋與尾管焊接部位進行金相觀察，結果如圖6所示。焊接處的組織呈現(xiàn)枝晶特征(圖7(a))，基體組織均為γ-固溶體+δ鐵素體(圖7(b))。焊縫上未見焊接缺陷，焊縫組織中鐵素體呈現(xiàn)網狀分布，呈現(xiàn)一定的過熱現(xiàn)象，同時尾噴管母材上存在燒穿現(xiàn)象。

(a) 焊接接頭整體金相組織照片

(b) 焊縫金相組織照片圖7 加強筋與尾管焊接接頭金相

3 分析討論

裂紋1處存在兩條焊縫，一條為加強筋與尾噴管焊接的環(huán)焊縫，另一條為加強筋對接的縱焊縫，裂紋源位于母材外表面的兩條焊縫相交的部位，而該部位經過兩次焊接，存在較大的焊接熱應力；斷口上的放射棱線以及大量細密的疲勞條帶，表明裂紋1為疲勞裂紋；同時在該部位管外側裂紋源處局部管壁厚小于管板厚，且該位置位于焊縫根部，因此認為該部分母材在焊接過程中發(fā)生了熔化燒蝕。

尾噴管母材厚度相對較薄，僅為1 mm，其焊接屬于薄板焊接范疇，薄板焊接時，焊接工藝稍有控制不當將引起焊接缺陷，如焊接速度過快，將引起焊接不良；焊接速度過慢將導致熱輸入量過大，導致焊接變形、燒穿；熱輸入量過大時，會導致局部熱應力過大而產生變形，接頭組織晶粒粗大，使得力學性能降低。

尾管位于發(fā)動機艙內的振動區(qū)，尾管上存在一定的振動應力，同時由于裂紋1處經過2次焊接后存在較大的殘余熱應力。服役過程中，在殘余應力與振動應力的共同作用下，容易在應力集中處萌生疲勞裂紋，裂紋沿主應力厚度方向擴展，最終發(fā)生開裂(圖3和圖5)。

裂紋2起源于支撐螺桿與加強筋焊接點處，裂紋萌生后沿加強筋擴展，并延伸至尾噴管母材上(圖6)。根據(jù)尾噴管安裝結構，支撐螺桿起吊裝尾噴管的作用，即螺桿承受尾管重力作用，尾管位于發(fā)動機艙內的振動區(qū)，尾管上存在一定的振動應力，因此飛行時，支撐螺桿上容易產生應力集中。該支撐螺桿與尾管通過4條焊縫連接，即振動應力分布在4條焊縫上；同時由于支撐桿與加強筋立起部位連接焊接面較小，焊縫承受的應力相對較大。

焊接時，焊縫密集交叉，焊縫將承受較大的熱應力，所形成熱影響區(qū)會使得接頭的性能變差，多道密集焊縫每條焊縫產生的應力區(qū)域存在疊加效應，可使焊接殘余應力成倍增長，其中應力最大的區(qū)域出現(xiàn)在焊縫的起始端以及末端,該端又為應力集中處，在飛行過程中，振動應力與焊接熱應力相互疊加，使得局部區(qū)域上的應力增加，在交互作用下，疲勞裂紋在該處萌生并擴展，最終發(fā)生開裂。

4 結論

本文通過裂紋位置觀察、裂紋的宏觀形貌分析、開裂部位的斷面形貌分析以及金相分析等手段對尾噴管開裂原因進行了分析，得出結論如下：

(1) 尾噴管多次焊接造成焊接組織過熱以及焊接燒穿，導致焊接接頭力學性能下降；

(2) 飛行過程中振動應力在焊點處集中，導致局部應力過大，在長時間飛行振動作用下萌生疲勞裂紋，最終發(fā)生疲勞失效。

針對尾噴管開裂原因，建議改變尾噴管材料設計，避免多次焊接，特別是在同一位置上的多次焊接，同時優(yōu)化焊接工藝，在焊接過程中嚴格控制焊接電流以及焊接速度，避免出現(xiàn)焊接燒穿的現(xiàn)象。