西安航空职业技术学院 毕业设计论文
弯曲 ?wq?挤压 ?c)耳孔强度校核 挤压 ?边距剪切 ?jyjy2.55?1.5?2.375??10.375?3?1.51.4?1.5?21375?557MPa
???10.375?3?1.51.5?21375?306MPa
jq?445MPa
8?91.5?1660921375??198MPa
2?6.3?10?耳环螺栓的材料为30CrMnSiA ,?b?1175MPa,从上边的计算可以看出，各个应力的计算结果不大，其合成应力远小于极限强度，故强度可满足要求。
2.1.3 特殊情况受力分析
计算表明：在正常使用情况下，耳环螺栓是不会发生断裂的。通过分析，下面特殊情况下有可能引起耳环螺栓断裂。
叉形螺栓转动产生摩擦力，从而对耳环螺栓产生附加弯矩。叉形螺栓转动为滑动摩擦。钢与钢的滑动摩擦系数：正常润滑为0.04，轻微润滑为0.09，干燥表面为0.18至0.5。
收放作动筒载荷取放下状态使用载荷P=21375N,叉形螺栓转动光杆部分直径为20mm。
p?Pcos10??21375cos10?21050N
P?47.5?p?''''?23?50
P?29996N''
叉形螺栓转动摩擦引起的力矩为
M???p?20
''传至耳环螺栓分解成弯矩和扭矩：
MW?Mcos10?
Mm?Msin10?
可以计算出耳环螺栓螺纹处截面系数为J?375mm
4Ww?J/5.188?72.3mm3
2Wn?144mm3
2F???5.188?2?3?1.69?74.4mm
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则耳环螺栓螺纹处截面应力水平为
??MwWwMnWn?PF
??
??3?22?he? 根据上述公式，可以求得当摩擦系数μ取干燥表面最小值0.18时，
?he?1205MPa；当摩擦系数μ取正常润滑值0.04时，?he?63.6MPa；当摩擦
系数μ取轻微润滑值0.09时，?he?462MPa。
从三种摩擦系数的应力计算可看出：当叉形螺栓为正常润滑、转动灵活情况时，叉形螺栓转动摩擦力对耳环螺栓产生的应力为63.6MPa，远低于材料强度极限?b?1175MPa；当叉形螺栓转动为轻微润滑时，耳环螺栓应力为
462MPa，没有超过材料?b值，但由于应力水平很高，会在应力集中严重的
螺纹根部产生疲劳裂纹；当叉形螺栓转动面缺少润滑油（干燥表面）、转动不灵活，即使摩擦系数取最低值0.18（最高值为0.5），耳环螺栓的应力为
1205MPa，超过材料?b值1175MPa，耳环螺栓断裂。
2.1.4 结论
通过以上分析，证明了该飞机收放作动筒的耳环螺栓从设计上来看，是没有问题的，造成耳环螺栓弯曲断裂的主要原因是：当叉形螺栓转动面润滑不好，转动不灵活时，在收放作动筒处于放下状态时，耳环螺栓承受附加弯矩，产生很大的应力导致破坏。
2.2飞机起落架收放作动筒断裂分析
2.2.1试验过程与分析
（1）断口分析 ①宏观观察
作动筒的直径约为57mm，壁厚约为5.0mm。端口垂直于作动筒轴线，无明显变形。断口有一棕褐色弧形断裂区，这弧形断裂区由外表面起始，平坦细腻，面积不大，约占整个断口面积的5%，但穿透了作动筒壁厚，为断口的主裂纹源区。在主裂纹源弧形扩展区两侧，还可见到很多次生裂纹源—由外
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表面起始并扩展的细小弧形断裂区。断口在主、次裂纹源以外的外壁一侧和整个内壁一侧各有一斜断口（既剪切断裂区），斜口区宽度约为厚度的20%，其余断面为平断口区。平断口区具有人字纹花样的快速断裂特征，人字纹的顶尖指向棕褐色主裂纹源弧形扩展区。在作动筒主裂纹源区附近的外壁表面上，存在大量肉眼可见的表面裂纹。
②微观观察 1.体视显微镜观察
体视显微镜下观察，作动筒断口主裂纹源弧形扩展区的形貌特征可见。主裂纹源弧形扩展区中有一台阶，表明有两个主裂纹源，弧形扩展区内有数条疲劳弧线，可以确定裂纹是以疲劳形式扩展的。裂纹源区的附近外表侧有一带状断口区域，裂纹扩展棱线起始于断口带状区内侧，整个疲劳源均具有线状源的特点。主疲劳源两侧有多个起始于外表面的次生裂纹源，这些次生断裂也起源于断口带状区内侧，扩展区平坦细腻。主裂纹源表层的带状区域宽度较大，约为0.4mm，次生裂纹源的带状区域宽度约为0.12mm。
对作动筒外壁的表面裂纹进行观察。在断口主源区的附近的外壁表面上，有很多与断口平行的表面裂纹，裂纹最长近30mm。平行裂纹附近有很多网状分布的裂纹，只是横向裂纹比较轴向裂纹长，更加明显。作动筒其他区域的表面裂纹中选取较长的一条打开，其断口形貌示于图3，可见3个深浅不一的棕褐色区域，一部分基本保持带状形貌，尚未扩展，其余部分裂纹已有了明显的扩展，形成深浅不同的两个弧形扩展区。
图3 外壁与断口平行表面裂纹打开后的断口形貌
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图4 作动筒断口主裂纹源区形貌
2.扫描电镜观察
图4为主裂纹源区域附近扫描电镜观察形貌，图中清楚地显示了裂纹扩展棱线从基体表层带状断口区域内侧边缘起始的特征。由于断口覆有较厚的腐蚀产物，源区未观察到典型断裂形貌特征。断裂扩展区未观察到明显的疲劳条带。在断口源区和扩展区均观察到典型的腐蚀特征—泥纹花样，人字纹快速断裂区微观断裂特征为细小韧窝。
（2）金相检验
在有网状表面裂纹的部位截取试块，沿作动筒轴向磨制金相试样。体视镜下观察，在试样外壁一侧，有大量垂直壁厚的表面裂纹，裂纹深0.14～0.90mm。在金相显微镜下观察，镀层厚度约为1.2mm，有不少裂纹位于镀层下，既基体表面存在裂纹，而镀层却保持完好。侵蚀后，镀层下有的基体裂纹开口处两侧均有镀层金属，这表明裂纹在电镀前已存在。
在有网状表面裂纹的部位截取试块，沿作动筒横向磨制金相试样。抛光状态下同样可以看到大量的基体表面裂纹，有的已经扩展到镀层表面，但裂纹深度较浅，在0.12～0.40mm之间。
基体材料显微组织为回火马氏体组织，组织未见异常。 （3）能谱成分分析
在裂纹金相试验上对镀层和基体材料进行能谱成分测试，镀层为铬，基体材料成分（质量分数）为Cr1.18%,Mn0.85%,Ni2.07%,Si1.42%和Fe95.48%,为含铬、镍、锰和硅的合金钢。
断口主裂纹源及次裂纹源的表层带状区域能谱成分分析结果表明，带状区域除基体材料成分外，还含有硫、铜、氯和磷等外来元素，而扩展区则未检测出硫、铜、氯等元素。
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对完好镀层下近基体表面处的裂纹腐蚀产物进行能谱成分分析，结果也检测出硫和铜等外来元素。
2.2.2分析
作动筒断口有多个裂纹源，这些裂纹均起源于外壁表面；裂纹扩展区平坦细腻，主裂纹源扩展区可见数条弧线，属疲劳扩展；裂纹扩展区有腐蚀产物—泥纹花样，这些特征表明作动筒断口起始裂纹具有腐蚀疲劳的性质。起始裂纹以外95%的断口区为快速断裂区，断口无明显塑性变形，剪切断裂区窄小。综上所述，断口断裂性质为腐蚀疲劳加冲击脆性断裂。
断裂起始于基体表层的原始带状断口区域，能谱成分分析结果表明，原始带状断口区域含有硫、铜和氯等外来元素。金相检验结果表明,作动筒外壁镀层下的基体表面存在较多裂纹，而镀层却保持完好，有的镀层下裂纹开口处的裂纹表面、裂纹开口处的裂纹缝隙腐蚀产物中也含有硫和铜等外来元素。这些说明作动筒外壁表面裂纹在电镀前已经产生，腐蚀疲劳裂纹起始于作动筒外壁表面裂纹，断口源区表层带状区域的宽度既对应于作动筒外壁表面裂纹的起始深度。
网状表面裂纹只在作动筒个别区域存在，而且在网状表面裂纹区域截取的金相试块，其轴向和横向抛光面均观察到已扩展到镀层表面的基体表面裂纹。在使用过程中，部分横向裂纹发生扩展，而轴向裂纹基本未扩展，导致横向裂纹较轴向裂纹要求更深和更长。从裂纹的网状形态和带状区域的深度来看，这种表面裂纹符合磨削裂纹的特点，但由于不清楚其维修历史，无法对裂纹产生原因作进一步分析。
可见，该作动筒本身存在严重的原始加工缺陷—表面网状裂纹，在使用过程中表面裂纹发生了腐蚀疲劳扩散。腐蚀疲劳裂纹扩展区面积不是很大，但已穿透作动筒壁厚，在飞机无前起落架着陆的不正常受力状态下发生了瞬时失稳断裂。
2.2.3结论
（1）作动筒断裂属多源腐蚀疲劳断裂，其中腐蚀疲劳区穿透作动筒壁厚。腐蚀疲劳区面积不大，约占断口总面积的5%，瞬断区占绝大部分面积。断口无明显塑性变形，剪切唇窄小。端口断裂性质为腐蚀疲劳+冲击脆性断裂。
（2）腐蚀疲劳裂纹起源于作动筒外壁表面裂纹。这种表面裂纹大量存在于断裂区附近的外表面，在作动筒镀铬之前已经产生，为原始加工缺陷。
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