摘 要:通過理化檢驗、仿真分析和裝配擰緊試驗等方法,對 HB4-49收緊螺母的開裂性質(zhì)和原 因進行了分析。結(jié)果表明:該螺母開裂的原因為擰緊力矩過大。 

關(guān)鍵詞:螺母;開裂;力矩 

中圖分類號:TG115.5                                                    文獻標(biāo)志碼:B                                                 文章編號:1001-4012(2022)04-0064-04

HB4-49收緊螺母是飛機液壓、燃油等系統(tǒng)廣 泛使用的一種標(biāo)準(zhǔn)件[1],主要用于連接飛機各管路 系統(tǒng)。若收緊螺母產(chǎn)生裂紋,則管路極易連接失效, 一旦管路發(fā)生泄漏問題,將嚴(yán)重影響飛行安全。某 HB4-49 收 緊 螺 母 沿 周 向 發(fā) 生 開 裂,其 材 料 為 30CrMnSiA 鋼,該鋼是一種合金結(jié)構(gòu)鋼,強度高,具 有良好的加工性能。在飛機的裝配過程中,曾多次 發(fā)生 HB4-49收緊螺母沿周向開裂的故障。通過理 化檢驗、仿真分析和故障復(fù)現(xiàn)試驗等方法,對 HB4- 49收緊螺母的開裂性質(zhì)和原因進行了分析。

1 理化檢驗 

1.1 宏觀分析 

該 HB4-49收緊螺母開裂位置的宏觀形貌如圖1 所示,螺母在卡槽過渡處沿周向發(fā)生開裂,開裂長度 約為62mm。裂紋開口尺寸為中間大,向兩頭逐漸減 小,開口最大寬度為1.8mm。螺母尾部發(fā)生明顯變 形,由水平狀變?yōu)橄蛲馔蛊?凸起角度約為24°。

收緊螺母 斷 口 宏 觀 形 貌 如 圖 2 所 示,內(nèi) 表 面 裂紋長度大 于 外 表 面 裂 紋 長 度,原 始 開 裂 區(qū) 域 斷 面呈暗 灰 色,顏 色 均 勻 一 致,肉 眼 未 發(fā) 現(xiàn) 外 來 夾 雜物。 

1.2 化學(xué)成分分析 

對 斷 口 源 區(qū) 進 行 化 學(xué) 成 分 分 析 ,分 析 結(jié) 果 如表1所示,符合 GJB1951—1994 《航空用優(yōu)質(zhì)結(jié)構(gòu) 鋼棒規(guī)范》的要求。 

1.3 掃描電鏡分析 

采用Sigma300型掃描電子顯微鏡對斷口進行 觀察,整個斷面均為韌窩形貌,失效模式為過載開 裂[2]。低倍下未觀察到明顯的放射線,但根據(jù)不同 區(qū)域的韌窩拉長方向可以判斷斷口起源于螺母內(nèi)表 面卡槽過渡處;高倍下觀察到源區(qū)兩側(cè)的韌窩拉長 方向相同,為撕裂型韌窩,放射區(qū)呈等軸韌窩形貌, 剪切唇區(qū)韌窩呈拋物線形貌(見圖3)。此外,斷口 表面未見夾雜等缺陷,也無原始裂紋。

1.4 金相檢驗 

在斷口附近截取試樣,磨拋腐蝕后采用光學(xué)顯 微鏡進行觀察。在螺母邊緣未見過熱、過燒或脫碳 現(xiàn)象,心部為正常的熱處理回火組織[3-5](見圖4)。

2 有限元仿真分析 

根據(jù)30CrMnSiA 鋼 棒 的 力 學(xué) 性 能 測 試 結(jié) 果 (試驗方法參考 GB/T228—2002 《金屬材料 室溫 拉伸試驗方法》)[6-7],模擬軸向拉力作用下收緊螺母 的應(yīng)力分布云圖(見圖5)。通過增加軸向拉力,觀 察發(fā)生塑性變形的起始位置。在軸向拉力作用下, 卡槽過渡處為塑性變形的起始位置。 

3 裝配擰緊試驗 

經(jīng)檢查判斷,故障收緊螺母開裂原因為螺母內(nèi) 表面卡槽過渡處過載,且故障發(fā)生在拆裝螺母過程 中,因此開展故障復(fù)現(xiàn)試驗,驗證開裂原因是否是擰 緊力矩 過 大。試 驗 采 用 可 調(diào) 式 力 矩 扳 手,量 程 為 40~200N·m。選用同批次、同材料的收緊螺母和四 通接頭組件,對收緊螺母進行擰緊操作,該規(guī)格收緊 螺母的擰緊力矩為55.0~57.5N·m,試驗設(shè)定初始 擰緊力矩為50N·m,隨后以10N·m 的幅度遞增。 當(dāng)擰緊力矩設(shè)為130N·m 時,試驗件未被破壞,隨 后以 5 N·m 的 幅 度 遞 增。將 擰 緊 力 矩 設(shè) 置 為 140N·m,在 擰 緊 過 程 中,擰 緊 力 矩 未 達 到 140N·m 時,收緊螺母便出現(xiàn)了裂紋(見圖6)。 

對試驗中開裂的收緊螺母進行宏觀和微觀檢 查,在螺母尾部肉眼可見明顯的凸起變形,開裂長度 約為27mm。斷口微觀形貌也呈現(xiàn)起源于內(nèi)表面 的大應(yīng)力過載開裂,斷口微觀形貌如圖7所示。 

4 綜合分析 

通過對故障螺母的宏觀和微觀分析結(jié)果可知, 螺母尾部發(fā)生塑性變形,內(nèi)表面裂紋長度大于外表 面裂紋長度,斷面呈暗灰色纖維狀,靠近外表面處為 剪切唇區(qū),可知斷裂起源于內(nèi)表面,且對應(yīng)螺母的內(nèi) 部卡槽部位為截面突變處,該處存在應(yīng)力集中,為零 件薄弱部位;整個斷面上未見疲勞、腐蝕形貌等特 征,為典型韌窩的韌性斷裂特征,因此可判斷開裂性 質(zhì)為大應(yīng)力導(dǎo)致的過載開裂[8]。此外,裂紋源區(qū)未 見夾雜等缺陷,也未見原始裂紋和除基體材料以外 的異常元素;金相檢驗結(jié)果正常,說明材料性能不是 螺母開裂的主要原因。 

故障螺母與裝配擰緊試驗開裂螺母的宏觀及微 觀形貌特征相似,失效模式相同,均為過載開裂,因此 可以判斷故障螺母開裂原因為裝配時擰緊力矩過大。 

5 結(jié)論與預(yù)防措施 

(1)收緊螺母的失效模式為裝配時擰緊力矩過 大導(dǎo)致的大應(yīng)力過載開裂。

(2)裝配擰緊過程應(yīng)嚴(yán)格按照操作規(guī)程的要求 進行操作,禁止工作人員借助身體增大力臂,及避免 沖擊發(fā)力,增加導(dǎo)管連接后螺母尾部變形檢查,不允 許有凸起變形和裂紋等。 

參考文獻: 

[1] 李英亮.緊固 件 概 論 [M].北 京:國 防 工 業(yè) 出 版 社, 2014. 

[2] 董玉軍,李丹,龍騰,等.夾片螺母裝配失效分析[J]. 理化檢驗(物理分冊),2018,54(10):772-774. 

[3] 李炯輝.金屬材料金相圖譜[M].北京:機械工業(yè)出版 社,2006. 

[4] 李劍玉.十字槽沉頭螺釘斷裂失效分析[J].理化檢驗 (物理分冊),2018,54(2):151-154. 

[5] 顧曉春,李婷,王帥,等.30CrMnSiA 鋼螺栓斷裂原因 [J].理化檢驗(物理分冊),2020,56(11):59-61. 

[6] 魯厚發(fā).飛機腐蝕搭接板的應(yīng)力分析[J].計算機輔助 工程,2013,22(5):60-63,121. 

[7] 謝偉,周慕瑩,齊紫 玉.30CrMnSiA 缺 口 試 樣 低 周 疲 勞壽命 研 究 [J].航 空 工 程 進 展,2019,10(4):542- 549. 

[8] 張棟.失效分析[M].北京:國防工業(yè)出版社,2004.文字

<文章來源 > 材料與測試網(wǎng) > 期刊論文 > 理化檢驗－物理分冊 > 58卷 > 4期 (pp:64-67)>