分享：带垫P型卡箍断裂原因
摘 要:某型飞机固定线缆的带垫P型卡箍在服役期间多次发生断裂。采用宏观观察、化学成 分分析、扫描电镜分析、金相检验及有限元分析等方法,研究了卡箍断裂的原因。结果表明:卡箍断 裂形式为多源起裂的双向弯曲疲劳断裂,断裂原因是卡箍悬臂安装,导致卡箍安装脚表面应力过 大,存在应力集中,在交变应力的反复作用下,应力集中部位发生疲劳断裂。将卡箍安装方式改为 贴合安装,可避免该位置卡箍发生疲劳断裂。
关键词:卡箍;有限元分析;疲劳断裂;应力集中;安装方式
中图分类号:TB31 文献标志码:B 文章编号:1001-4012(2023)05-0064-05
卡箍是飞机上的标准件,常用于连接、固定和支 撑飞机上的各种管道,以及安装和固定仪器仪表等, 卡箍具有耐高温、耐高压、耐腐蚀、耐老化、阻燃等特 性。卡箍的种类繁多,有螺旋切线卡箍、切线卡箍、 铰链式卡箍、铆接式卡箍、快卸式卡箍等,一般由铜、 铝、不锈钢、钛合金、尼龙等材料制作而成。卡箍的 结构虽然简单,但对飞机各系统的固定、连接起到重 要的作用。
卡箍的结构形式各异,快卸或可拆卸卡箍主要 由箍带、垫板、螺栓、管套、垫圈、自锁螺母等零件装 配而成。卡箍断裂的原因有因制造工艺问题而发生 应力腐蚀、氢脆等[1-2],还有因设计问题而造成局部 应力集中,从而发生疲劳断裂[3-4]。
某型飞机固定电缆的带垫P型卡箍,在服役期 间多次发生断裂,断裂位置位于卡箍安装脚螺栓孔 处,卡箍所用材料为2024铝合金,服役状态为抗拉 强度不小于395MPa,规定非比例延伸强度不小于 235MPa,断后伸长率不小于12%,零件表面需进 行阳极化处理或化学氧化处理。笔者对该断裂卡箍 进行一系列理化检验,查明了其断裂原因,并提出了 改进建议,以避免该类问题再次发生。
1 理化检验
1.1 宏观观察
断裂卡箍的宏观形貌如图1所示,可见卡箍断 裂位置位于上、下安装脚螺栓孔附近,其中上安装脚 断裂位置经过螺栓孔区域,箍带断口包含部分孔壁, 下安装脚在螺栓孔外侧断裂;卡箍上未见明显的塑 性变形,除上安装脚外表面存在与螺栓摩擦痕迹外, 断口附近未见机械损伤痕�！�
卡箍断口的宏观形貌如图2所示,可见断口整 体较为粗糙,断口心部有两侧裂纹扩展相交后的棱 线,该棱线为卡箍的最后断裂位置。说明裂纹起源 于安装脚内、外表面。
1.2 化学成分分析
在卡箍断口处取样进行化学成分分析,结果如表1所示,可见卡箍的化学成分为正常2024硬铝合 金成分,满足技术要求。
1.3 扫描电镜分析
将卡箍断口用乙醇超声清洗后,用扫描电镜 (SEM)进行观察,结果如图3所示。由图3可知: 卡箍断口呈多源起裂的双向弯曲疲劳断裂特征,疲 劳裂纹源为点源与线源相结合的多源起裂形式,整 体主要以线源起裂为主,裂纹源无规律分布于整个 断口表面,由安装脚内、外表面向心部扩展;断口有 轻微挤压变形,并可见裂纹扩展棱线,无夹杂、疏松、 气孔等原材料缺陷,裂纹源表面无外物损伤、加工刀 痕等机械损伤痕迹;疲劳由两侧起源后,分别向心部 扩展,扩展区形貌可见疲劳条带特征,断面平坦,扩 展较充分;当安装脚内、外表面疲劳扩展至心部交汇 后,形成一条狭长的棱线,即最终断裂区,该区域面 积较小,并可见小面积的韧窝区。
1.4 金相检验
沿卡箍宽度方向取样,并制成金相试样,将试样 腐蚀后在光学显微镜下进行观察,结果如图4所示, 可见卡箍的组织为正常2024铝合金 T42态的组 织,未见过烧等异常组织。
2 有限元分析
2.1 卡箍安装应力分析
采用 ABAQUS软件建立卡箍安装过程的有限 元分析模型(见图5),并分析卡箍安装后的应力分 布情况,结果如图6所示。由图6可知:安装过程中 主要受力件为卡箍,支架、托板螺母及螺栓等受力较 小,且几乎不发生变形;在螺栓下压过程中,卡箍主要 变形部分为上安装脚,卡箍上安装脚靠近箍带部分, 沿螺栓孔的孔周处安装应力最大(64.8MPa);卡箍下 安装脚外表面的应力分布均匀,安装应力较小。
2.2 卡箍服役环境下受力分析
对不同架次同一位置正�？ü拷泄鄄�,发现 卡箍固定点处电缆长度存在余量,电缆在该固定点位被盘成一圈(见图7),卡箍的安装方式为卡箍贴 合安装。断裂卡箍的安装方式为卡箍悬臂安装。
采用 ABAQUS软件建立两种卡箍安装方式的 有限元分析模型(见图8),并分析悬臂安装时各阶段卡箍的应力分布情况,结果如图9所示。由图9 可知:在完成安装后的初始阶段,卡箍存在安装应 力,上安装脚和下安装脚所受应力分别为64.8MPa 和28MPa;在卡箍承受飞机垂直向下方向的载荷最 大时,下安装脚螺栓孔附近存在应力集中,所受最大 应力为93.8 MPa,上安装脚的受力方向为垂直向 下,所受应力由64.8MPa降低至12MPa;在卡箍结 束受力恢复到原状态后,上、下安装脚表面所受应力 基本恢复到卡箍初始受力状态。
综合上述分析,卡箍在一次受力循环过程中,上 安装脚的应力集中区域为螺栓孔心部区域,该区域 存在载荷为52.8MPa的交变应力,下安装脚的应 力集中区域为螺栓孔到零件边缘区域,该区域的载 荷为65.8MPa,应力集中部位与实际卡箍断裂部位 相吻合。
贴合安装时各阶段卡箍的应力分布情况如图 10所示。由图10可知:在完成安装后的初始阶段, 卡箍上安装脚表面存在74MPa的安装应力;在后 续受力过程中,卡箍上、下安装脚所受应力的变化幅 度较小。
3 综合分析
由上述理化检验结果可知:断裂卡箍的化学成分和显微组织均无异常,符合技术要求;卡箍发生了 多源起裂的双向弯曲疲劳断裂,断裂区域未观察到 氧化物、夹杂等冶金缺陷,断口附近未观察到腐蚀、 异常磨损等缺陷。因此可以排除由材料问题引起的 断裂。在使用带垫卡箍固定电缆线束时,首先需要 根据电缆线束外径选择适合尺寸的卡箍,卡箍尺寸 过大会导致磨损,从而引起卡箍断裂,卡箍尺寸过小 会导致卡箍变形直至损坏。断裂卡箍的固定电缆直 径为 12.8 mm,卡箍铝合金 箍 带 的 公 称 直 径 为 14mm,橡胶垫的厚度为1mm,断裂卡箍的尺寸符 合固定电缆线束尺寸要求。
断裂卡箍安装位置位于飞机边条设备舱中,该 舱位处于飞机后机身,紧邻飞机垂尾与发动机,因此 受飞机启�！⒎⒍穸榷嘀匾蛩氐挠跋�,卡箍实 际受力情况较为复杂。卡箍上安装脚螺栓孔心部区 域附近存在载荷为52.8MPa的交变应力,下安装 脚螺栓孔到零件边缘区域存在载荷为65.8MPa的 交变应力,上述两处应力集中部位与卡箍实际断裂 部位相吻合。断裂卡箍为悬臂安装,且长时间处于 较高振动频率的服役环境,在交变应力的反复作用 下,易在应力集中部位发生疲劳断裂[5]。正�？ü� 为贴合安装,卡箍安装脚与支架贴合面积大,在安装过程中,抗变形力较大,导致安装应力较大,因此在 实际服役过程中,卡箍表面应力状态可以维持在同 一水平,不易发生疲劳断裂。
4 结论与建议
卡箍断裂形式为多源起裂的双向弯曲疲劳断 裂,裂纹扩展方向为由安装脚内、外表面向中心扩 展。建议将卡箍安装方式改为贴合安装,增大卡箍 的抗变形能力,避免卡箍发生疲劳断裂。
参考文献:
[1] 刘学峰.航空管路带垫卡箍动力学特性分析及其性能 退化研究[D].烟台:烟台大学,2022.
[2] 郑敏,王宗武,张艳,等.航空卡箍选用装配研究[J]. 航空标准化与质量,2015(2):23-26.
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浙公网安备 33042402000106号
