加强梗及蒙皮裂纹分析

于海华 ， 王宇魁 ， 邬建新 ， 张敬彤 ， 严海燕 ， 杨书勤

（航空工业陕西飞机工业（集团）有限公司，陕西 汉中 723200）

0 引言

飞机蒙皮与骨架所构成的蒙皮结构具有较大的承载力及刚度，而自重却很轻，起到承受和传递气动的作用。蒙皮承受空气动力作用后，将作用力传递到相连接处，受力复杂。飞机蒙皮材料不仅要求强度高、塑性好，而且加工后对疲劳性能有更高的要求，不容许有小裂纹存在[1]。飞机在长期的飞行工作中，不可避免地会存在结构受损，如蒙皮破洞蒙皮划伤、铆钉孔开裂等，这些损伤大大地降低了飞机的使用寿命[2]。近几年来，航空领域多处发生了因疲劳裂纹未能及时发现而造成的重大空难事故[3]。开裂的加强梗是安装在下盖蒙皮与连接接头中间，主要受下盖蒙皮区域的气动载荷及接连接头传递过来的载荷影响。

飞机在维护检查时发现发动机下盖滑油散热风门口框右侧前端铆钉处蒙皮出现裂纹，将下盖加强梗及蒙皮拆下做失效原因分析。加强梗及蒙皮材料均为LY12CZ。加强梗厚度为1.2 mm，加工流程为：下料→压制成型→靠胎→退火→压模→修整→热处理淬火→验模→氧化→喷漆。通过宏微观形貌观察、电导率测试、金相组织分析等方法确定裂纹开裂的性质，为研究类似的开裂提供可靠的借鉴。

1 试验过程与结果

1.1 断口宏观观察

加强梗开裂外观形貌见图1a，与接头连接处加强梗表面大部分漆层脱落，可以明显看到有2条裂纹：A裂纹约长100 mm，裂纹已经穿透了加强梗的壁厚，在裂纹起始部分阶段形成阶差，裂纹基本沿着连接的接头外形开裂，未穿过铆钉孔；B裂纹长约25 mm，裂纹穿透壁厚，并沿着相邻铆钉孔开裂，裂缝较窄。

图1 加强梗及蒙皮裂纹外观Fig.1 Cracks of strengthening stem and skin

蒙皮开裂外观形貌见图1b，裂纹有3条沿着铆钉孔呈发散状开裂。其中最长的C裂纹断裂在2个铆钉孔之间，长度约为28 mm；最短的E裂纹长度约为12 mm。裂纹表面存在大量的油渍。

1.2 断口微观观察

1）加强梗裂纹断口形貌。

将加强梗A裂纹打开后观察，断口宏观形貌如图2a所示，可见，断口形貌较为平坦，源区靠近与连接接头一侧起源，为线源，断口颜色灰暗，无明显塑性变形，源区未见明显的冶金缺陷及腐蚀产物。裂纹是先沿着板的厚度方向向对侧扩展一部分，后沿加强梗长度方向扩展。将源区及其附近的形貌放大观察，可见河流花样的类解理形貌（图2b）。加强梗A裂纹的扩展区微观形貌可见疲劳条带（图2c、图2d）。

加强梗穿过铆钉孔的B裂纹打开形貌见图3。整个断面被油渍污染，经丙酮超声清洗后油渍仍然存在，可看出裂纹源，源区靠近铆钉孔。裂纹源附近可见少量类似疲劳条带区域。

图2 加强梗A裂纹断口形貌Fig.2 Fracture morphology of crack A of strengthening stem

图3 加强梗B裂纹断口形貌Fig.3 Fracture morphology of crack B of strengthening stem

2）蒙皮裂纹断口形貌。

将蒙皮最长的C裂纹打开后观察，低倍形貌见图4a，可见裂纹源区靠近铆钉孔一侧。源区微观形貌可见类解理和韧窝形貌（图4b）。扩展区可见疲劳条带（图4c、图4d）。瞬断区为韧窝形貌。另D、E裂纹由于摩擦严重，断口已经无法观察。

图4 蒙皮裂纹断口形貌Fig.4 Fracture morphology of skin crack

1.3 化学成分分析

在裂纹附近分别取样进行化学成分分析，结果见表1。可以看出，加强梗与蒙皮的化学成分均符合GB/T 3190—2008《变形铝及铝合金化学成分》中LY12的技术要求，即材料的化学成分合格。

1.4 电导率测试

对未经过打磨的加强梗及蒙皮进行电导率的测试，电导率测试2个部位，每个部位测试3次，测试结果见表2。从结果可知，电导率均符合GJB 2894—1997《铝合金电导率和硬度要求》中的规定。

表1 裂纹附近化学成分分析结果（质量分数 /%）Table 1 Analysis of chemical composition near the crack（mass fraction /%）

表2 电导率测试结果Table 2 Conductivity test results%IACS

1.5 金相组织分析

从加强梗及蒙皮裂纹附近沿着厚度方向制取金相试样，磨制抛光后浸蚀观察金相组织，结果如图5所示。由图可知，显微组织为固溶时效组织，均无过烧，组织合格。

1.6 显微硬度测定

考虑蒙皮较薄，测显微硬度后换算成抗拉强度。取厚度方向的试样进行显微硬度测试，结果见表3。按照HB/Z 215—1992《铝合金板材硬度与强度换算值》进行强度换算，符合GJB 6470—2008《航空航天用铝合金蒙皮规范》的技术要求。

2 分析与讨论

化学成分分析结果显示加强梗及蒙皮的材质均为LY12。从电导率、显微组织检查、显微硬度结果来看，加强梗及蒙皮的理化性能合格。

图5 加强梗及蒙皮金相组织Fig.5 Microstructure of strengthening stem and skin

表3 加强梗及蒙皮显微硬度值Table 3 Microhardness value of strengthening stem and skin

通过对加强梗损伤的情况观察，加强梗与连接接头表面连接处漆层已经大部分脱落，但未见相对摩擦痕迹，而加强梗是被连接接头通过铆钉固定住的，铆接是飞机蒙皮上的主要连接形式[4]，铆接的质量直接影响蒙皮甚至飞机整机机构的性能；所以漆层脱落只能是通过加强梗与连接接头在贴合与未贴合反复循环过程中造成的，这也说明加强梗在使用过程中受交变应力作用。

将A裂纹打开后观察，宏观断面形貌较为平坦面，源区靠近漆层脱落一侧的直角处，为线源，直角转弯处往往容易造成应力集中。源区颜色较深，无明显的腐蚀产物，源区及其附近可见河流花样的类解理形貌，扩展区可见疲劳条带；B裂纹也可见疲劳条带，在结合加强梗的使用状态受下盖蒙皮气动载荷及连接接头传递的载荷双向弯曲的影响，可以判断加强梗裂纹性质为疲劳开裂。

蒙皮裂纹共3条，最长的C裂纹穿透于2铆钉孔之间，另2条短裂纹沿蒙皮厚度方向摩擦严重。将长裂纹打开后观察，断口较为平坦，颜色灰暗。裂纹源区靠近铆钉孔一侧，裂纹源区为类解理形貌加少量韧窝的断口，扩展区可见疲劳条带，瞬断区为人为打断区的韧窝断口。综合断口分析的结果，应该是由于在铆钉孔处受较大的应力集中，从而引起疲劳开裂。蒙皮搭接结构中的共线铆钉孔边会出现多条疲劳裂纹，这是一种典型多处损伤（MSD）的几何特征，MSD使结构剩余强度明显降低、临界裂纹尺寸减小、裂纹扩展寿命显著缩短、损伤容限能力急剧下降，对老龄飞机的结构安全性构成极大威胁，因此认识MSD的发展规律具有十分重要的意义和工程价值[5-6]。在飞机设计中，有大量的对接部位，如长椼、蒙皮对接等，对接部位的疲劳性能至关重要，当机身承受气密载荷时，对接带板与蒙皮链接时就会产生疲劳细节，端部的钉链接处成为危险部[7]。

在设计中需考虑的2种主要失效类型为铆钉杆的剪切、铆钉和被连接件相互压紧处金属的挤压和压溃[8-12]，应加强此处铆钉钻孔质量，避免因应力集中导致铆钉孔的开裂。

3 结论

1）加强梗裂纹性质为疲劳开裂，裂纹主要是由下盖蒙皮与连接接头在交变载荷的作用下形成的，建议加强连接接头与加强梗的贴合度。

2）蒙皮裂纹性质为疲劳开裂，建议加强铆钉孔的制孔质量，清除毛刺，减少应力集中。