摘要：
針對某型飛機在進行試飛科目時發(fā)生排氣噴管支撐螺桿斷裂的失效現(xiàn)象，本文通過對失效件采取的斷口金相分析，利用仿真計算軟件進行建模，開展了靜強度仿真分析、共振仿真分析、熱應力仿真分析，計算結果表明其失效機理為熱應力引起的低周疲勞，提出了相應的熱應力解決改進方案，并通過試車和飛行試驗證明該故障得以排除，為今后類似的排氣噴管高溫零部件的結構設計提供了借鑒。
關鍵詞：排氣噴管;斷裂故障;金相分析;靜強度分析;仿真分析;熱應力
1 引言
發(fā)動機的排氣噴管是飛機推進系統(tǒng)一個十分重要的部件，用于將發(fā)動機工作產生的高溫高壓燃氣沿噴管高速噴出至發(fā)動機艙外[1]。相對飛機的其它部件，排氣噴管的工作環(huán)境最為惡劣，經常處于飛機的高速、高溫、振動、高聲強等惡劣環(huán)境中，很難準確評估上述因素帶來的能量載荷[2]，因此極大的影響了排氣噴管結構的設計，在飛機試飛過程中經常會出現(xiàn)不可預料的故障[3]。
本文就某型螺旋槳飛機在試飛過程中出現(xiàn)的排氣噴管支撐螺桿斷裂故障，通過故障件斷口的金相分析和有限元分析，找到了故障發(fā)生的原因，并提出了改進方案，為后續(xù)此類零部件的設計工作提供了參考。
2 故障件概述
該型飛機排氣噴管通過螺栓安裝在發(fā)動機的排氣端法蘭上，后段用吊掛組件(含橡膠減震墊)作為輔助支撐，固定在發(fā)動機安裝支架的撐桿上，見圖1。
排氣噴管及吊掛
在某次試飛科目完成后，機務人員對該排氣噴管進行航后例行檢查時發(fā)現(xiàn)，用于輔助支撐的支撐螺桿的螺紋根部出現(xiàn)斷裂，故障部位見圖2。
故障發(fā)生部位
出現(xiàn)斷裂的支撐螺桿材料為不銹鋼1Cr18Ni9Ti。
3 故障分析
3.1 外觀觀察
螺桿的斷裂截面如圖3所示，斷口呈臺階狀，臺階與重力方向(豎直方向)近似垂直。
螺桿斷裂截面
斷面分為A、B兩個區(qū)域，每個區(qū)域均比較平整，其中A區(qū)域面積大，B區(qū)域面積小，兩個區(qū)域的高差約為1個螺距。
從圖4所示宏觀紋路可知，A區(qū)和B區(qū)的裂紋均起源于表面，兩個裂紋源對稱;裂紋源均存在鋸齒狀的起伏臺階，擴展區(qū)可見貝殼線，表明斷裂是疲勞斷裂。
A區(qū)、B區(qū)的鋸齒裂紋
3.2 斷口金相分析
對螺桿的斷口A區(qū)用SEM電鏡進行放大觀察，形貌如圖5所示。
裂紋處SEM觀察(A區(qū))
可以看出，A區(qū)的裂紋源存在嚴重的磨損以及一定的腐蝕，未見明顯的冶金缺陷及殘余痕跡，其他殘余形貌粗糙。擴展區(qū)可見魚骨狀的疲勞擴展紋理以及局部裸露的晶界，可以判斷螺桿斷裂原因是出現(xiàn)了名義應力較大的疲勞失效(低周疲勞)。
B區(qū)的形貌與A區(qū)相似。
3.2靜強度分析
采用Nastran軟件建立排氣噴管的有限元模型[4]，在模型中施加模擬飛機著陸過載向下4.5g的慣性力，計算得到支撐螺桿處的約束反力見圖6所示。
支撐螺桿處約束載荷示意圖
可知在慣性過載4.5g情況下，螺桿處的約束反力很小(約5N)遠不足以導致螺桿出現(xiàn)斷裂，載荷絕大部分由排氣噴管與發(fā)動機對接的法蘭承受。
3.3共振分析
根據該排氣噴管的結構及連接形式，以及不銹鋼1Cr18Ni9Ti在不同溫度下的彈性模量，在典型環(huán)境溫度下開展排氣噴管的固有頻率特性計算，用于定性分析。
典型環(huán)境溫度如下：
溫度1：發(fā)動機剛起動時排氣噴管處于常溫20℃;
溫度2：發(fā)動機工作一定時間后，排氣噴管的內管溫度達到700℃，吊掛與支撐螺桿接觸部位的溫度達到300℃。
排氣噴管的固有頻率計算結果見表1。
排氣噴管不同溫度下固有頻率分析結果
典型的振型如圖7所示。
典型的模態(tài)振型
從頻率計算結果來看，排氣噴管的低階頻率與螺旋槳旋轉頻率(1075轉/分，即17.9HZ)、發(fā)動機轉子頻率(核心機轉速為12300轉/分，即205HZ)差距較大，故判定排氣噴管不會產生共振而導致失效[5] [6]。
3.4熱應力分析
不銹鋼1Cr18Ni9Ti的材料在不同溫度下的力學性能和線膨脹系數[7]見表2、表3。
根據排氣噴管熱應力有限元模型計算結果，表明：支撐螺桿在熱應力的作用下，在X向、Y向、Z向分別會產生6.99mm、2.52mm、3.38mm的位移，使得支撐螺桿存在應力集中，最高達到了436MPa(見圖8)，接近1Cr18Ni9Ti材料在300℃～400℃區(qū)間的應力限制值。
計算結果(應力情況)
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