Page 89 - 理化检验-物理分册2023年第二期

杨 兵: 飞机舵机壳体裂纹产生原因

率对比分析, 结果如表3所示。由表3可知: 故障批
次料横向强度及断后伸长率性能低于正常批次料,
故障批次料的横向抗拉强度低 6.4% , 横向屈服强
度低2.4% , 横向断后伸长率低56.8% ; 故障批次料
纵向强度及断后伸长率性能高于正常批次料, 故障
批次料的纵向抗拉强度高 2.6% , 纵向屈服强度高
13.1% , 纵向断后伸长率高25.0% 。
表3 故障和正常批次材料的强度及断后伸长率
材料 抗拉强度 / MPa 屈服强度 / MPa 断后伸长率 / %
故障批次料( 横) 468 438 1.6
正常批次料( 横) 500 449 3.7
故障批次料( 纵) 602 588 11.0
正常批次料( 纵) 587 520 8.8

按 HB5142 — 1996 《 金属材料平面应变断裂韧
试验方法》, 沿棒材 C-R 向取样, 对故障和正
度 K IC
常批次材料的断裂韧度进行测试。故障批次材料较
图6 故障和正常批次壳体的显微组织形貌 正常批次材料的断裂韧性平均值低约 21.3% 。故

障批次材料的断裂韧度测试结果为 16.26MPa , 正

常批次材料的断裂韧度测试结果为19.72MPa 。

在高频疲劳试验机上, 按照 HB5287 — 1996
《 金属材料轴向加载疲劳试验方法》, 对故障批次材
料和正常批次材料进行室温轴向疲劳寿命对比。选

取了360 , 380 , 400MPa三级应力水平进行疲劳对
比试验。材料高频疲劳寿命测试数据如表4所示。
表4 故障和正常材料在不同应力下的疲劳寿命 周次
应力 / MPa
图7 壳体名义壁厚有限元应力分析云图 材料
360 380 400
表2 静强度 ANSYS有限元分析数据 故障批次料 342000 131667 152333

额定状态 / 极限状态 / 极限状态 正常批次料 656333 266667 171500
壁厚 / mm
MPa MPa 安全系数

2.596 ( 最薄壁厚) 209.78 299.69 1.43 由测试数据可见: 故障批次材料较正常批次材

2.787 ( 名义壁厚) 204.27 291.82 1.47 料的疲劳寿命低, 在360MPa和380MPa应力水平
2.814 ( 最厚壁厚) 201.64 288.06 1.49
下, 故障批次材料的疲劳寿命分别较正常批次材料
1.6 材料对比试验 低48%和51% 。
经调查, 该壳体外协生产过程中曾更换材料生
产厂家。故障批次壳体材料均为更换后的材料厂家 2 综合分析
生产, 故障批次壳体裂纹的产生与材料生产厂家更 传感器孔壁存在多条裂纹, 表明薄壁部位存在
换存在相关性。故障批次壳体材料组织与正常批次 较大的应力作用, 有限元静强度分析也表明, 该部位
壳体材料组织间存在差异, 因此取故障批次材料和 的壳体应力最大。从断口分析可知: 裂纹源位于传
正常批次材料进行纵横向抗拉强度、 屈服强度、 延伸 感器孔壁表面, 扩展至套筒安装孔。断口宏观和微
率、 C-R 向( C向为圆周切线方向, R 向为径向) 断裂 观形貌符合疲劳断裂特征。壳体传感器孔壁在脉冲
韧度、 轴向疲劳性能对比试验。 油压的作用下, 裂纹由传感器孔壁表面向套筒安装

取正常批次材料和故障批次材料, 按照 GB / T 孔疲劳扩展, 第一环槽或第二环槽为壁厚最薄处。

228.1 — 2010 《 金属材料拉伸试验 第1部分: 室温试 故障批次材料和正常批次材料相比, 显微组织
验方法》 进行纵横向抗拉强度、 屈服强度及断后伸长 存在明显差异。故障批次材料为再结晶等轴晶组
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