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)所需特定操作的。液壓系統(tǒng)中的導(dǎo)管可以保證液壓油在液壓系統(tǒng)內(nèi)部有序流動、實(shí)現(xiàn)特定的操縱功能。液壓導(dǎo)管的距離長、接頭多、形狀復(fù)雜，內(nèi)部液壓油壓力高、外部振動環(huán)境復(fù)雜，導(dǎo)致導(dǎo)管在使用中易發(fā)生開裂、斷裂事故，并導(dǎo)致液壓油泄漏，嚴(yán)重影響飛行安全[1-5]。

某型飛機(jī)在飛行過程中，其液壓系統(tǒng)告警。飛機(jī)著陸后對其進(jìn)行地面檢查，發(fā)現(xiàn)液壓系統(tǒng)安全活門供壓導(dǎo)管接頭處開裂，液壓油泄漏。供壓導(dǎo)管材料為1Cr18Ni10Ti不銹鋼，規(guī)格為8 mm×0.8 mm（外徑×壁厚），抗拉強(qiáng)度要求不小于550 MPa，總使用時長約23 h。筆者采用一系列理化檢驗(yàn)方法查明了安全活門供壓導(dǎo)管的開裂原因，以防止類似故障再次發(fā)生。

1. 理化檢驗(yàn)

1.1 宏觀觀察

開裂導(dǎo)管的宏觀形貌如圖1所示。由圖1可知：安全活門供壓導(dǎo)管一端與四通接頭連接，另一端與安全活門連接，裂紋位于導(dǎo)管四通接頭端的喇叭口根部，沿周向發(fā)展，長度約為12 mm；順航向看，裂紋基本位于導(dǎo)管截面的1~7點(diǎn)鐘，導(dǎo)管開裂部位附近的管體有一定程度的彎曲，大致從12點(diǎn)鐘向6點(diǎn)鐘位置彎曲（即順航向從上往下彎曲變形），平管嘴尾端對應(yīng)的導(dǎo)管表面在彎曲方向內(nèi)緣外存在較深的磨痕，磨痕位于導(dǎo)管截面的3~9點(diǎn)鐘。

圖 1開裂導(dǎo)管的宏觀形貌

平管嘴外導(dǎo)管直線段的宏觀形貌如圖2所示。由圖2可知：導(dǎo)管平管嘴外直線段距離基本為0，導(dǎo)管其余部位未見明顯機(jī)械損傷。通過現(xiàn)場復(fù)裝檢查，發(fā)現(xiàn)故障導(dǎo)管兩端接頭的外套螺母能夠單手順利擰進(jìn)、擰出，未見明顯的裝配偏差。實(shí)測導(dǎo)管外徑為8 mm，壁厚為0.82 mm，符合導(dǎo)管的規(guī)格要求。

圖 2平管嘴外導(dǎo)管直線段的宏觀形貌

人為打開導(dǎo)管裂紋，斷口處的宏觀形貌如圖3所示。由圖3可知：斷口斷面整體平坦細(xì)密、顏色灰亮，斷口中部區(qū)域沿管壁內(nèi)緣可見放射棱線，斷口兩側(cè)有沿周向發(fā)展的弧線。

圖 3斷口宏觀形貌

1.2 掃描電鏡（SEM）分析

利用掃描電鏡對斷口的微觀形貌進(jìn)行觀察，結(jié)果如圖4所示。由圖4可知：斷口處可見由管壁外表面向內(nèi)表面發(fā)散的放射棱線；疲勞源區(qū)的裂紋呈單源（小線源）起始于管壁外表面，源區(qū)附近未見明顯缺陷或機(jī)械損傷；斷面中間部位具有典型的高周疲勞特征，兩側(cè)斷面可見明顯的疲勞條帶和塑性變形孔洞，為疲勞快速擴(kuò)展區(qū)。

圖 4導(dǎo)管斷口處SEM形貌

1.3 金相檢驗(yàn)

在導(dǎo)管裂紋附近取金相試樣，利用光學(xué)顯微鏡觀察試樣，結(jié)果如圖5所示。由圖5可知：試樣的顯微組織為均勻單一的奧氏體，組織未見異常。

圖 5導(dǎo)管的顯微組織形貌

1.4 力學(xué)性能測試

在導(dǎo)管裂紋附近取樣，對試樣進(jìn)行顯微硬度測試，共測試5次，試樣的平均硬度為230 HV，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)度為758 MPa（參考低碳鋼硬度與強(qiáng)度換算值）[6]，可知抗拉強(qiáng)度滿足導(dǎo)管的強(qiáng)度設(shè)計要求（不小于550 MPa）。

1.5 動應(yīng)力測試

對該型飛機(jī)供壓導(dǎo)管的動應(yīng)力水平進(jìn)行實(shí)測，分析人員抽取了4架新機(jī)，對機(jī)上供壓導(dǎo)管進(jìn)行動應(yīng)力測試，結(jié)果顯示：2架新機(jī)供壓導(dǎo)管的動應(yīng)力水平為30~40 MPa；另外2架新機(jī)供壓導(dǎo)管的動應(yīng)力水平超標(biāo)（要求裝配后各狀態(tài)下開車最大動應(yīng)力不超過40 MPa），其中一架新機(jī)的供壓導(dǎo)管在四通接頭端的最大應(yīng)力為83.7 MPa，在安全活門端的最大應(yīng)力為79.1 MPa，另一架新機(jī)的供壓導(dǎo)管在四通接頭端的最大應(yīng)力為60.4 MPa，在安全活門端的最大應(yīng)力為44.3 MPa。

2. 綜合分析

送檢開裂供壓導(dǎo)管斷口宏觀上平坦細(xì)密、顏色灰亮，有疲勞弧線和放射棱線特征，微觀上可見清晰疲勞條帶，疲勞裂紋單源起始于導(dǎo)管表面，上述特征表明供壓導(dǎo)管的開裂性質(zhì)為高周疲勞開裂[7]。

開裂供壓導(dǎo)管在機(jī)上管路布局如圖6所示。由圖6可知：導(dǎo)管下端連接安全活門進(jìn)口，上端連接四通接頭，四通接頭和供壓導(dǎo)管均未設(shè)附加固定，管路支承剛度相對偏低。四通連接的4根導(dǎo)管中，除了供壓導(dǎo)管規(guī)格為8 mm×0.8 mm（外徑×壁厚）外，其余3根導(dǎo)管規(guī)格均為12 mm×1.2 mm（外徑×壁厚），供壓導(dǎo)管為整個四通管系中的薄弱環(huán)節(jié)。四通接頭向前（順航向）連接供壓導(dǎo)管，向后連接液壓泵出口后的高壓油濾，導(dǎo)致供壓導(dǎo)管持續(xù)承受液壓泵出口的脈沖壓力[8]。另一方面，四通管系安裝在飛機(jī)左尾梁37~38框之間，安裝框下方是發(fā)動機(jī)的左主支承點(diǎn)，承受發(fā)動機(jī)傳遞來的振動作用[9]。從管路布局來看，供壓導(dǎo)管所處的振動環(huán)境相對嚴(yán)苛。

圖 6開裂供壓導(dǎo)管在機(jī)上管路布局示意

根據(jù)4架新機(jī)供壓導(dǎo)管動應(yīng)力測試結(jié)果可知，兩架新機(jī)動應(yīng)力水平為30~40 MPa，另兩架新機(jī)在四通接頭端的最大應(yīng)力分別達(dá)到83.7 MPa和79.1 MPa（要求動應(yīng)力水平不超過40 MPa），說明該型飛機(jī)的供壓導(dǎo)管動應(yīng)力水平相對偏高。雖然并非每一架飛機(jī)的供壓導(dǎo)管動應(yīng)力測試結(jié)果都超過標(biāo)準(zhǔn)，但是反映出在當(dāng)前固有的振動環(huán)境下，管路剛度的儲備裕度不足。導(dǎo)管的動應(yīng)力產(chǎn)生是一個綜合因素影響結(jié)果，除了導(dǎo)管的支承，每架飛機(jī)的導(dǎo)管長度、形狀，以及管系中各導(dǎo)管裝配偏差程度不同，這些都會影響管路的剛度，進(jìn)而對動應(yīng)力產(chǎn)生影響[10-11]，再加上每架飛機(jī)振動環(huán)境有所差異，如果每個影響因素都向負(fù)面發(fā)展，且管路剛度的裕度不足，就會導(dǎo)致導(dǎo)管的動應(yīng)力超標(biāo)。

導(dǎo)管在順航向方向上存在由上到下的彎曲變形，導(dǎo)致平管嘴尾端對應(yīng)的導(dǎo)管表面在彎曲內(nèi)緣位置產(chǎn)生磨痕。由于導(dǎo)管裂紋主體和裂紋源區(qū)均位于導(dǎo)管側(cè)面，并未出現(xiàn)在彎曲變形的外緣表面，且斷口呈高周疲勞特征，表明導(dǎo)管彎曲變形不是疲勞裂紋萌生的主要原因。但考慮到導(dǎo)管使用不到23 h就發(fā)生疲勞開裂，分析認(rèn)為導(dǎo)管彎曲變形對疲勞裂紋的產(chǎn)生有一定促進(jìn)作用。

綜上所述，飛機(jī)液壓系統(tǒng)安全活門供壓導(dǎo)管發(fā)生了高周疲勞開裂，導(dǎo)管剛度的儲備裕度不足，使動應(yīng)力偏大，最終導(dǎo)致導(dǎo)管發(fā)生疲勞開裂。建議設(shè)計部門結(jié)合導(dǎo)管所處的振動環(huán)境，研究制定降低管路動應(yīng)力水平的措施。導(dǎo)管接頭附近管體存在彎曲、平管嘴外直線段不足等問題，反映出制造廠在導(dǎo)管制造方面還存在一些不足。

3. 結(jié)論及建議

（1）飛機(jī)液壓系統(tǒng)安全活門供壓導(dǎo)管開裂性質(zhì)為高周疲勞開裂，管路剛度的儲備裕度不足，使動應(yīng)力偏大，最終導(dǎo)致供壓導(dǎo)管發(fā)生疲勞開裂。

（2）建議設(shè)計部門結(jié)合故障導(dǎo)管所處的振動環(huán)境，研究制定降低管路動應(yīng)力水平的措施；建議制造廠加強(qiáng)對導(dǎo)管制造過程中各工序的質(zhì)量控制。

文章來源——材料與測試網(wǎng)