【文章內(nèi)容簡介】 這些機輪半軸上未發(fā)現(xiàn)銹蝕情況。 主起落架機輪半軸受力分析 機輪半軸在起落架上的安裝及其結(jié)構(gòu)如圖 11— 4 所示。飛機在起飛、著陸、滑行、剎車和轉(zhuǎn)彎等情況下，所有地面?zhèn)鱽淼妮d荷及飛機著陸接地時產(chǎn)生的撞擊能量均通過機輪半軸傳到活塞桿上。應(yīng)力分析結(jié)果表明，殲 8機種主起落架機 輪半軸的應(yīng)力較高 圖 114 機輪剎車裝置借助 9 個螺栓將剎車殼體安裝在輪軸的法蘭盤上，法蘭盤 R2 圓角處與機輪剎車殼體有配合關(guān)系，剎車殼體該處倒角尺寸為 45176。機輪半軸的法蘭盤主要承受飛機剎車時產(chǎn)生的扭矩，裂紋所在處的第 1 螺栓 孔在剎車過程中受力較大，并且在 R2 圓角處的應(yīng)力集中加大了剪切作用（圖 115）； 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 9 圖 115 另外飛機著陸時機輪著地瞬間，地面載荷分別作用機輪垂直向上的載荷和逆航向載荷，二者的合力在α扇形區(qū)內(nèi)作用給半軸，對其根部形成剪切和彎曲作用。 上述 3種載荷傳至半軸根部，必然會產(chǎn)生較大的工作應(yīng)力。再考慮 R2圓角多 應(yīng)力集中因素，其應(yīng)力水平還將大幅度提高。正是作用在 R2 圓角處的剪應(yīng)力和彎曲正應(yīng)力的共同循環(huán)作用，結(jié)果在該處產(chǎn)生疲勞裂紋。 機輪半軸裂紋檢測及斷口分析 1 外場機輪半軸斷裂檢查 目視觀察，機輪斷 成 3部分，法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸斷口比較平直，沿法蘭盤 R2處有近一周的封閉裂紋。封閉裂紋斷口為疲勞斷口形貌特征，疲勞源為線性多源（周向沿加工痕跡長約 25mm）。源區(qū)位于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內(nèi)側(cè)下方R2處，源區(qū)局部有擦傷，源區(qū)附近未發(fā)現(xiàn)明顯的冶金缺陷。疲勞裂紋從左下方沿法蘭盤圓周方向逆時針擴展了 300 余度后，分成兩叉，一叉沿法蘭盤外側(cè)輪軸快速擴展，另一叉沿法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸快速擴展。斷口上疲勞弧線、放射棱線明顯，粗大的放射線指示出疲勞擴展方向，端口上有多條明顯的疲勞弧線。 在掃描電鏡下觀察，在源區(qū)附近和擴展區(qū)均可見 到韌窩帶或局部疲勞條帶等疲勞微觀特征，大部分區(qū)域為韌窩形貌?；谏鲜鲇^察結(jié)果，初步判斷輪軸斷裂屬于高應(yīng)力低調(diào)疲勞斷裂。輪軸由 GC4 鋼模鍛制造加工。在法蘭盤部位沿模鍛件縱向切取試樣進行測評，平均強度值符合設(shè)計要求（ 190177。 10Kgf／㎜178。），且偏于上線，見表 11— 2。 表 11— 2 顯微硬度及換算值 序號 HRC(換算值 ) 強度值（換算 圖樣要求值西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 10 值） /MPa /MPa 1 562 53 1928 1862177。 100 2 562 53 1928 3 577 54 2020 4 557 1921 平均值 1940 注：表中 HV指維氏硬度， 表示測量沖擊壓力為 。 對照國標(biāo) GB 10561（鋼中非金屬夾雜物顯微評定方法），檢測樣品的硫化物等級為 級，氧化物夾雜等級為 1級，夾雜物總和為 級，符合技術(shù)要求。 經(jīng)檢測，樣品晶粒度等級為 級，符合技術(shù)要求。 用 4％的硝酸酒精溶液侵蝕樣品，在 400 倍顯微鏡下觀察組織，金相組織為正常的淬火、回火組織?；瘜W(xué)成分檢測結(jié)果見表 11— 3，其中碳含量偏于上線。 表 11— 3 化學(xué)成分分析結(jié)果 wt％ 類別 C Mn Si Cr Mo V S P Al 測量值 標(biāo)準(zhǔn)值（ YB1209 —1983） ~ ~ ~ ~ ~ ~ ≤ ≤ ≤ 經(jīng)檢測，法蘭盤腹板與機輪表面粗糙度、安裝孔直徑、法蘭 盤厚度、過渡圓角等均符合設(shè)計要求。 由此可知，零件材質(zhì)、尺寸符合設(shè)計要求；源區(qū)有磨損，附近未冶金缺陷和外來損傷，裂紋較平直，有氧化特征，為疲勞斷口形貌。疲勞源特征為線性多源，裂紋始于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內(nèi)側(cè)下方 R2處，屬于高應(yīng)力低周疲勞斷裂 。 2大修廠機輪半軸裂紋檢查 經(jīng)外觀檢查，發(fā)現(xiàn)長約 45mm、最深處約 2mm 的裂紋，為穿透壁厚，裂紋位置同圖 11— 2。斷口比較平直，有氧化特征，為多源疲勞斷口形貌。斷口上有多條明顯的疲勞弧線，并有較粗大的放射棱線，指向疲勞裂紋的擴展方向。疲勞源特征為線性多源，源區(qū)位 于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內(nèi)側(cè)下方 R2處。源區(qū)局部有磨損，源區(qū)附近未見冶金缺陷。 經(jīng)低倍檢查，裂紋位于零件法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸前端第一安裝孔 R2 尺寸根部，沿法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸 R2處延伸。裂紋具有臺階狀線源疲勞開裂特征。裂紋處未見劃傷、碰傷以及明顯的加工痕跡。 在掃描電子顯微鏡下觀察斷口，發(fā)現(xiàn)在源區(qū)附近及擴展區(qū)均存在韌窩帶或局部疲勞條帶等疲勞微觀特征，其他大部分區(qū)域為韌窩結(jié)構(gòu)，斷口上疲勞部分有氧化特征。用 3％的硝酸酒精溶液浸蝕金相試樣，在 400 倍顯微鏡下觀察組織，基體金西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 11 相組織為正常的淬火、回火組織。裂紋較平直，開口度 約為 5um，從裂紋形貌上看具有疲勞開裂的特征。 在法蘭盤部位沿模鍛件縱向切取試樣測試，平均強度值偏上線（顯微硬度值換算后與實際強度值有一定的偏差），符合設(shè)計要求。邊緣顯微硬度測試結(jié)果表明，零件邊緣脫碳深度符合設(shè)計要求。顯微硬度測試結(jié)果見表 11— 4. 表 11— 4 顯微硬度測試結(jié)果 項目 距邊緣 25um（ ） 距邊緣 50um（ ） 距邊緣 75um（ ） 中心（ ） 1 496 540 556 569 2 499 543 553 566 3 497 542 557 571 4 495 543 552 568 5 493 541 554 570 平均值 496 化學(xué)成分測試結(jié)果符合零件材質(zhì)要求，見表 11— 5。 表 11— 5 化學(xué)成分分析結(jié)果 類別 C Mn Si Cr Mo V S P Al 測量值 標(biāo)準(zhǔn)值（ YB1209— 1983） ~ ~ ~ ~ ~ ~ ≤ ≤ ≤ 經(jīng)檢測，法蘭盤腹板與機輪表面粗糙度、安裝孔直徑、法蘭盤厚度、過渡圓角等均符合設(shè)計要求。 由此可知，零件材質(zhì)、尺寸符合設(shè)計要求；源區(qū)有磨損，附近未見冶金缺陷和外來損傷，裂紋較平直，有氧化特征，為疲勞斷口形貌。疲勞源特征為線性多源，裂紋始于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內(nèi)側(cè)下方 R2處，屬于高應(yīng)力低周疲勞 斷裂，同外場斷裂件檢查結(jié)果。 主起落架機輪半軸疲勞試驗結(jié)果 機輪半軸疲勞試驗破壞部位 殲 8后續(xù)機型主起落架疲勞試驗時，機輪半軸在 20200多次起落時發(fā)生斷裂，折合使用壽命為 4000 多個起落。斷裂位置是根部銷釘孔處，如圖11— 6所示。從中可以看出，與外場飛機發(fā)現(xiàn)裂紋的部位完全不同。 圖 116 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 12 試驗結(jié)果與使用情況差異分析 機輪半軸在疲勞試驗和外場使用中所暴露的破壞部位、壽命存在較大差別，主要因為： （ 1）機輪半軸在疲勞試驗?zāi)M與飛機真實機輪的剛度存在差別 疲勞試驗用假機輪與 真實機輪不同。前者采用鋼材料制造，由焊接拼合制成，其剛度較大；而后者使用鍛鋁、鋼等多種材料制成，輪轂上套裝輪胎，其剛度比疲勞試驗所用的假機輪剛度小的多。因此，在實際使用中，由于真實機輪剛度較小，容易產(chǎn)生變形，會使側(cè)向載荷的能力較弱。而疲勞試驗所用的假機輪由于剛度較大，不存在變形，側(cè)向載荷直接通過輪軸傳走，不會傳到法蘭盤上。因此，疲勞試驗中法蘭盤的應(yīng)力水平低于外場使用情況，這是出現(xiàn)二者壽命差異的因素之一。 （ 2）外場剎車載荷譜偏重 雖然疲勞試驗采用的是實測過載譜，但由于使用情況的不斷變化，實測的剎車譜已經(jīng)不能 反映出所有外場飛機使用剎車的實際情況。統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明，后續(xù)機型在外場使用中，超過正常著陸重量的著陸次數(shù)已達(dá)到 23％左右。由于主要在著陸滑跑過程中使用剎車，隨著超過正常著陸重量著陸次數(shù)的增多，飛機使用剎車也比過去嚴(yán)重，因此對于機輪半軸法蘭盤使用也比過去嚴(yán)重，導(dǎo)致其應(yīng)力偏高、壽命偏短。 （ 3）超常著陸所產(chǎn)生的沖擊載荷和摩擦載荷對半軸根部和法蘭盤產(chǎn)生影響 飛機超正常著陸時，地面的垂直沖擊載荷和摩擦載荷的合力通過