摘 要:某型飛機固定線纜的帶墊P型卡箍在服役期間多次發(fā)生斷裂。采用宏觀觀察、化學(xué)成 分分析、掃描電鏡分析、金相檢驗及有限元分析等方法,研究了卡箍斷裂的原因。結(jié)果表明:卡箍斷 裂形式為多源起裂的雙向彎曲疲勞斷裂,斷裂原因是卡箍懸臂安裝,導(dǎo)致卡箍安裝腳表面應(yīng)力過 大,存在應(yīng)力集中,在交變應(yīng)力的反復(fù)作用下,應(yīng)力集中部位發(fā)生疲勞斷裂。將卡箍安裝方式改為 貼合安裝,可避免該位置卡箍發(fā)生疲勞斷裂。 

關(guān)鍵詞:卡箍;有限元分析;疲勞斷裂;應(yīng)力集中;安裝方式 

中圖分類號:TB31                      文獻(xiàn)標(biāo)志碼:B                         文章編號:1001-4012(2023)05-0064-05

卡箍是飛機上的標(biāo)準(zhǔn)件,常用于連接、固定和支 撐飛機上的各種管道,以及安裝和固定儀器儀表等, 卡箍具有耐高溫、耐高壓、耐腐蝕、耐老化、阻燃等特 性?？ü康姆N類繁多,有螺旋切線卡箍、切線卡箍、 鉸鏈?zhǔn)娇ü俊T接式卡箍、快卸式卡箍等,一般由銅、 鋁、不銹鋼、鈦合金、尼龍等材料制作而成。卡箍的 結(jié)構(gòu)雖然簡單,但對飛機各系統(tǒng)的固定、連接起到重 要的作用。 

卡箍的結(jié)構(gòu)形式各異,快卸或可拆卸卡箍主要 由箍帶、墊板、螺栓、管套、墊圈、自鎖螺母等零件裝 配而成?？ü繑嗔训脑蛴幸蛑圃旃に噯栴}而發(fā)生 應(yīng)力腐蝕、氫脆等[1-2],還有因設(shè)計問題而造成局部 應(yīng)力集中,從而發(fā)生疲勞斷裂[3-4]。

某型飛機固定電纜的帶墊P型卡箍,在服役期 間多次發(fā)生斷裂,斷裂位置位于卡箍安裝腳螺栓孔 處,卡箍所用材料為2024鋁合金,服役狀態(tài)為抗拉 強度不小于395MPa,規(guī)定非比例延伸強度不小于 235MPa,斷后伸長率不小于12%,零件表面需進 行陽極化處理或化學(xué)氧化處理。筆者對該斷裂卡箍 進行一系列理化檢驗,查明了其斷裂原因,并提出了 改進建議,以避免該類問題再次發(fā)生。 

1 理化檢驗 

1.1 宏觀觀察 

斷裂卡箍的宏觀形貌如圖1所示,可見卡箍斷 裂位置位于上、下安裝腳螺栓孔附近,其中上安裝腳 斷裂位置經(jīng)過螺栓孔區(qū)域,箍帶斷口包含部分孔壁, 下安裝腳在螺栓孔外側(cè)斷裂;卡箍上未見明顯的塑 性變形,除上安裝腳外表面存在與螺栓摩擦痕跡外, 斷口附近未見機械損傷痕跡。

卡箍斷口的宏觀形貌如圖2所示,可見斷口整 體較為粗糙,斷口心部有兩側(cè)裂紋擴展相交后的棱 線,該棱線為卡箍的最后斷裂位置。說明裂紋起源 于安裝腳內(nèi)、外表面。

1.2 化學(xué)成分分析 

在卡箍斷口處取樣進行化學(xué)成分分析,結(jié)果如表1所示,可見卡箍的化學(xué)成分為正常2024硬鋁合 金成分,滿足技術(shù)要求。 

1.3 掃描電鏡分析 

將卡箍斷口用乙醇超聲清洗后,用掃描電鏡 (SEM)進行觀察,結(jié)果如圖3所示。由圖3可知: 卡箍斷口呈多源起裂的雙向彎曲疲勞斷裂特征,疲 勞裂紋源為點源與線源相結(jié)合的多源起裂形式,整 體主要以線源起裂為主,裂紋源無規(guī)律分布于整個 斷口表面,由安裝腳內(nèi)、外表面向心部擴展;斷口有 輕微擠壓變形,并可見裂紋擴展棱線,無夾雜、疏松、 氣孔等原材料缺陷,裂紋源表面無外物損傷、加工刀 痕等機械損傷痕跡;疲勞由兩側(cè)起源后,分別向心部 擴展,擴展區(qū)形貌可見疲勞條帶特征,斷面平坦,擴 展較充分;當(dāng)安裝腳內(nèi)、外表面疲勞擴展至心部交匯 后,形成一條狹長的棱線,即最終斷裂區(qū),該區(qū)域面 積較小,并可見小面積的韌窩區(qū)。

1.4 金相檢驗 

沿卡箍寬度方向取樣,并制成金相試樣,將試樣 腐蝕后在光學(xué)顯微鏡下進行觀察,結(jié)果如圖4所示, 可見卡箍的組織為正常2024鋁合金 T42態(tài)的組 織,未見過燒等異常組織。

2 有限元分析 

2.1 卡箍安裝應(yīng)力分析 

采用 ABAQUS軟件建立卡箍安裝過程的有限 元分析模型(見圖5),并分析卡箍安裝后的應(yīng)力分 布情況,結(jié)果如圖6所示。由圖6可知:安裝過程中 主要受力件為卡箍,支架、托板螺母及螺栓等受力較 小,且?guī)缀醪话l(fā)生變形;在螺栓下壓過程中,卡箍主要 變形部分為上安裝腳,卡箍上安裝腳靠近箍帶部分, 沿螺栓孔的孔周處安裝應(yīng)力最大(64.8MPa);卡箍下 安裝腳外表面的應(yīng)力分布均勻,安裝應(yīng)力較小。

2.2 卡箍服役環(huán)境下受力分析 

對不同架次同一位置正?？ü窟M行觀察,發(fā)現(xiàn) 卡箍固定點處電纜長度存在余量,電纜在該固定點位被盤成一圈(見圖7),卡箍的安裝方式為卡箍貼 合安裝。斷裂卡箍的安裝方式為卡箍懸臂安裝。 

采用 ABAQUS軟件建立兩種卡箍安裝方式的 有限元分析模型(見圖8),并分析懸臂安裝時各階段卡箍的應(yīng)力分布情況,結(jié)果如圖9所示。由圖9 可知:在完成安裝后的初始階段,卡箍存在安裝應(yīng) 力,上安裝腳和下安裝腳所受應(yīng)力分別為64.8MPa 和28MPa;在卡箍承受飛機垂直向下方向的載荷最 大時,下安裝腳螺栓孔附近存在應(yīng)力集中,所受最大 應(yīng)力為93.8 MPa,上安裝腳的受力方向為垂直向 下,所受應(yīng)力由64.8MPa降低至12MPa;在卡箍結(jié) 束受力恢復(fù)到原狀態(tài)后,上、下安裝腳表面所受應(yīng)力 基本恢復(fù)到卡箍初始受力狀態(tài)。 

綜合上述分析,卡箍在一次受力循環(huán)過程中,上 安裝腳的應(yīng)力集中區(qū)域為螺栓孔心部區(qū)域,該區(qū)域 存在載荷為52.8MPa的交變應(yīng)力,下安裝腳的應(yīng) 力集中區(qū)域為螺栓孔到零件邊緣區(qū)域,該區(qū)域的載 荷為65.8MPa,應(yīng)力集中部位與實際卡箍斷裂部位 相吻合。 

貼合安裝時各階段卡箍的應(yīng)力分布情況如圖 10所示。由圖10可知:在完成安裝后的初始階段, 卡箍上安裝腳表面存在74MPa的安裝應(yīng)力;在后 續(xù)受力過程中,卡箍上、下安裝腳所受應(yīng)力的變化幅 度較小。 

3 綜合分析 

由上述理化檢驗結(jié)果可知:斷裂卡箍的化學(xué)成分和顯微組織均無異常,符合技術(shù)要求;卡箍發(fā)生了 多源起裂的雙向彎曲疲勞斷裂,斷裂區(qū)域未觀察到 氧化物、夾雜等冶金缺陷,斷口附近未觀察到腐蝕、 異常磨損等缺陷。因此可以排除由材料問題引起的 斷裂。在使用帶墊卡箍固定電纜線束時,首先需要 根據(jù)電纜線束外徑選擇適合尺寸的卡箍,卡箍尺寸 過大會導(dǎo)致磨損,從而引起卡箍斷裂,卡箍尺寸過小 會導(dǎo)致卡箍變形直至損壞。斷裂卡箍的固定電纜直 徑為 12.8 mm,卡箍鋁合金 箍 帶 的 公 稱 直 徑 為 14mm,橡膠墊的厚度為1mm,斷裂卡箍的尺寸符 合固定電纜線束尺寸要求。 

斷裂卡箍安裝位置位于飛機邊條設(shè)備艙中,該 艙位處于飛機后機身,緊鄰飛機垂尾與發(fā)動機,因此 受飛機啟停、發(fā)動機振動等多重因素的影響,卡箍實 際受力情況較為復(fù)雜?？ü可习惭b腳螺栓孔心部區(qū) 域附近存在載荷為52.8MPa的交變應(yīng)力,下安裝 腳螺栓孔到零件邊緣區(qū)域存在載荷為65.8MPa的 交變應(yīng)力,上述兩處應(yīng)力集中部位與卡箍實際斷裂 部位相吻合。斷裂卡箍為懸臂安裝,且長時間處于 較高振動頻率的服役環(huán)境,在交變應(yīng)力的反復(fù)作用 下,易在應(yīng)力集中部位發(fā)生疲勞斷裂[5]。正?？ü? 為貼合安裝,卡箍安裝腳與支架貼合面積大,在安裝過程中,抗變形力較大,導(dǎo)致安裝應(yīng)力較大,因此在 實際服役過程中,卡箍表面應(yīng)力狀態(tài)可以維持在同 一水平,不易發(fā)生疲勞斷裂。

4 結(jié)論與建議 

卡箍斷裂形式為多源起裂的雙向彎曲疲勞斷 裂,裂紋擴展方向為由安裝腳內(nèi)、外表面向中心擴 展。建議將卡箍安裝方式改為貼合安裝,增大卡箍 的抗變形能力,避免卡箍發(fā)生疲勞斷裂。

參考文獻(xiàn): 

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<文章來源> 材料與測試網(wǎng) > 期刊論文 > 理化檢驗－物理分冊 > 59卷 > 5期 (pp:64-68)>