摘要：

　　針對某型飛機在進行試飛科目時發生排氣噴管支撐螺桿斷裂的失效現象，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

　　發動機的排氣噴管是飛機推進系統一個十分重要的部件，用于將發動機工作產生的高溫高壓燃氣沿噴管高速噴出至發動機艙外[1]。相對飛機的其它部件，排氣噴管的工作環境最為惡劣，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，找到了故障發生的原因，并提出了改進方案，為后續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現，用于輔助支撐的支撐螺桿的螺紋根部出現斷裂，故障部位見圖2。

　　故障發生部位

　　出現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兩個區域，每個區域均比較平整，其中A區域面積大，B區域面積小，兩個區域的高差約為1個螺距。

　　從圖4所示宏觀紋路可知，A區和B區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，擴展區可見貝殼線，表明斷裂是疲勞斷裂。

　　A區、B區的鋸齒裂紋

　　3.2 斷口金相分析

　　對螺桿的斷口A區用SEM電鏡進行放大觀察，形貌如圖5所示。

　　裂紋處SEM觀察(A區)

　　可以看出，A區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了名義應力較大的疲勞失效(低周疲勞)。

　　B區的形貌與A區相似。

　　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斷裂，載荷絕大部分由排氣噴管與發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。

　　典型環境溫度如下：

　　溫度1：發動機剛起動時排氣噴管處于常溫20℃;

　　溫度2：發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℃區間的應力限制值。

　　計算結果(應力情況)

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