摘要:通过理化检验、仿真分析和装配拧紧试验等方法,对HB4-49收紧螺母的开裂性质和原因进行了分析。结果表明:该螺母开裂的原因为拧紧力矩过大。
关键词:螺母;开裂;力矩
中图分类号:TG.5文献标志码:B文章编号:-()04--04
HB4-49收紧螺母是飞机液压、燃油等系统广泛使用的一种标准件[1],主要用于连接飞机各管路系统。若收紧螺母产生裂纹,则管路极易连接失效,一旦管路发生泄漏问题,将严重影响飞行安全。某HB4-49收紧螺母沿周向发生开裂,其材料为30CrMnSiA钢,该钢是一种合金结构钢,强度高,具有良好的加工性能。在飞机的装配过程中,曾多次发生HB4-49收紧螺母沿周向开裂的故障。通过理化检验、仿真分析和故障复现试验等方法,对HB4-49收紧螺母的开裂性质和原因进行了分析。
1理化检验
1.1宏观分析
该HB4-49收紧螺母开裂位置的宏观形貌如图1所示,螺母在卡槽过渡处沿周向发生开裂,开裂长度约为62mm。裂纹开口尺寸为中间大,向两头逐渐减小,开口最大宽度为1.8mm。螺母尾部发生明显变形,由水平状变为向外凸起,凸起角度约为24°。
收紧螺母断口宏观形貌如图2所示,内表面裂纹长度大于外表面裂纹长度,原始开裂区域断面呈暗灰色,颜色均匀一致,肉眼未发现外来夹杂物。
1.2化学成分分析
对断口源区进行化学成分分析,分析结果如表1所示,符合GJB—《航空用优质结构钢棒规范》的要求。
1.3扫描电镜分析
采用Sigma型扫描电子显微镜对断口进行观察,整个断面均为韧窝形貌,失效模式为过载开裂[2]。低倍下未观察到明显的放射线,但根据不同区域的韧窝拉长方向可以判断断口起源于螺母内表面卡槽过渡处;高倍下观察到源区两侧的韧窝拉长方向相同,为撕裂型韧窝,放射区呈等轴韧窝形貌,剪切唇区韧窝呈抛物线形貌(见图3)。此外,断口表面未见夹杂等缺陷,也无原始裂纹。
1.4金相检验
在断口附近截取试样,磨抛腐蚀后采用光学显微镜进行观察。在螺母边缘未见过热、过烧或脱碳现象,心部为正常的热处理回火组织[3-5](见图4)。
2有限元仿真分析
根据30CrMnSiA钢棒的力学性能测试结果(试验方法参考GB/T—《金属材料室温拉伸试验方法》)[6-7],模拟轴向拉力作用下收紧螺母的应力分布云图(见图5)。通过增加轴向拉力,观察发生塑性变形的起始位置。在轴向拉力作用下,卡槽过渡处为塑性变形的起始位置。
3装配拧紧试验
经检查判断,故障收紧螺母开裂原因为螺母内表面卡槽过渡处过载,且故障发生在拆装螺母过程中,因此开展故障复现试验,验证开裂原因是否是拧紧力矩过大。试验采用可调式力矩扳手,量程为40~N·m。选用同批次、同材料的收紧螺母和四通接头组件,对收紧螺母进行拧紧操作,该规格收紧螺母的拧紧力矩为55.0~57.5N·m,试验设定初始拧紧力矩为50N·m,随后以10N·m的幅度递增。当拧紧力矩设为N·m时,试验件未被破坏,随后以5N·m的幅度递增。将拧紧力矩设置为N·m,在拧紧过程中,拧紧力矩未达到N·m时,收紧螺母便出现了裂纹(见图6)。
对试验中开裂的收紧螺母进行宏观和微观检查,在螺母尾部肉眼可见明显的凸起变形,开裂长度约为27mm。断口微观形貌也呈现起源于内表面的大应力过载开裂,断口微观形貌如图7所示。
4综合分析
通过对故障螺母的宏观和微观分析结果可知,螺母尾部发生塑性变形,内表面裂纹长度大于外表面裂纹长度,断面呈暗灰色纤维状,靠近外表面处为剪切唇区,可知断裂起源于内表面,且对应螺母的内部卡槽部位为截面突变处,该处存在应力集中,为零件薄弱部位;整个断面上未见疲劳、腐蚀形貌等特征,为典型韧窝的韧性断裂特征,因此可判断开裂性质为大应力导致的过载开裂[8]。此外,裂纹源区未见夹杂等缺陷,也未见原始裂纹和除基体材料以外的异常元素;金相检验结果正常,说明材料性能不是螺母开裂的主要原因。
故障螺母与装配拧紧试验开裂螺母的宏观及微观形貌特征相似,失效模式相同,均为过载开裂,因此可以判断故障螺母开裂原因为装配时拧紧力矩过大。
5结论与预防措施
(1)收紧螺母的失效模式为装配时拧紧力矩过大导致的大应力过载开裂。
(2)装配拧紧过程应严格按照操作规程的要求进行操作,禁止工作人员借助身体增大力臂,及避免冲击发力,增加导管连接后螺母尾部变形检查,不允许有凸起变形和裂纹等。
参考文献:
[1]李英亮.紧固件概论[M].北京:国防工业出版社,.
[2]董玉军,李丹,龙腾,等.夹片螺母装配失效分析[J].理化检验(物理分册),,54(10):-.
[3]李炯辉.金属材料金相图谱[M].北京:机械工业出版社,6.
[4]李剑玉.十字槽沉头螺钉断裂失效分析[J].理化检验(物理分册),,54(2):-.
[5]顾晓春,李婷,王帅,等.30CrMnSiA钢螺栓断裂原因[J].理化检验(物理分册),,56(11):59-61.
[6]鲁厚发.飞机腐蚀搭接板的应力分析[J].计算机辅助工程,,22(5):60-63,.
[7]谢伟,周慕莹,齐紫玉.30CrMnSiA缺口试样低周疲劳寿命研究[J].航空工程进展,,10(4):-.
[8]张栋.失效分析[M].北京:国防工业出版社,4.文字
文章来源材料与测试网期刊论文理化检验－物理分册58卷4期(pp:64-67)