分享：飞机液压系统安全活门供压导管开裂原因

飞机液压系统是以液压油为工作介质，通过油压驱动执行机构，进而完成飞机所需特定操作的。液压系统中的导管可以保证液压油在液压系统内部有序流动、实现特定的操纵功能。液压导管的距离长、接头多、形状复杂，内部液压油压力高、外部振动环境复杂，导致导管在使用中易发生开裂、断裂事故，并导致液压油泄漏，严重影响飞行安全[1-5]。 

某型飞机在飞行过程中，其液压系统告警。飞机着陆后对其进行地面检查，发现液压系统安全活门供压导管接头处开裂，液压油泄漏。供压导管材料为1Cr18Ni10Ti不锈钢，规格为8 mm×0.8 mm（外径×壁厚），抗拉强度要求不小于550 MPa，总使用时长约23 h。笔者采用一系列理化检验方法查明了安全活门供压导管的开裂原因，以防止类似故障再次发生。 

1.   理化检验

1.1   宏观观察

开裂导管的宏观形貌如图1所示。由图1可知：安全活门供压导管一端与四通接头连接，另一端与安全活门连接，裂纹位于导管四通接头端的喇叭口根部，沿周向发展，长度约为12 mm；顺航向看，裂纹基本位于导管截面的1~7点钟，导管开裂部位附近的管体有一定程度的弯曲，大致从12点钟向6点钟位置弯曲（即顺航向从上往下弯曲变形），平管嘴尾端对应的导管表面在弯曲方向内缘外存在较深的磨痕，磨痕位于导管截面的3~9点钟。 

图  1  开裂导管的宏观形貌

平管嘴外导管直线段的宏观形貌如图2所示。由图2可知：导管平管嘴外直线段距离基本为0，导管其余部位未见明显机械损伤。通过现场复装检查，发现故障导管两端接头的外套螺母能够单手顺利拧进、拧出，未见明显的装配偏差。实测导管外径为8 mm，壁厚为0.82 mm，符合导管的规格要求。 

图  2  平管嘴外导管直线段的宏观形貌

人为打开导管裂纹，断口处的宏观形貌如图3所示。由图3可知：断口断面整体平坦细密、颜色灰亮，断口中部区域沿管壁内缘可见放射棱线，断口两侧有沿周向发展的弧线。 

图  3  断口宏观形貌

1.2   扫描电镜（SEM）分析

利用扫描电镜对断口的微观形貌进行观察，结果如图4所示。由图4可知：断口处可见由管壁外表面向内表面发散的放射棱线；疲劳源区的裂纹呈单源（小线源）起始于管壁外表面，源区附近未见明显缺陷或机械损伤；断面中间部位具有典型的高周疲劳特征，两侧断面可见明显的疲劳条带和塑性变形孔洞，为疲劳快速扩展区。 

图  4  导管断口处SEM形貌

1.3   金相检验

在导管裂纹附近取金相试样，利用光学显微镜观察试样，结果如图5所示。由图5可知：试样的显微组织为均匀单一的奥氏体，组织未见异常。 

图  5  导管的显微组织形貌

1.4   力学性能测试

在导管裂纹附近取样，对试样进行显微硬度测试，共测试5次，试样的平均硬度为230 HV，根据GB/T 1172—1999《黑色金属硬度及强度换算值》的要求，换算成抗拉强度为758 MPa（参考低碳钢硬度与强度换算值）[6]，可知抗拉强度满足导管的强度设计要求（不小于550 MPa）。 

1.5   动应力测试

对该型飞机供压导管的动应力水平进行实测，分析人员抽取了4架新机，对机上供压导管进行动应力测试，结果显示：2架新机供压导管的动应力水平为30~40 MPa；另外2架新机供压导管的动应力水平超标（要求装配后各状态下开车最大动应力不超过40 MPa），其中一架新机的供压导管在四通接头端的最大应力为83.7 MPa，在安全活门端的最大应力为79.1 MPa，另一架新机的供压导管在四通接头端的最大应力为60.4 MPa，在安全活门端的最大应力为44.3 MPa。 

2.   综合分析

送检开裂供压导管断口宏观上平坦细密、颜色灰亮，有疲劳弧线和放射棱线特征，微观上可见清晰疲劳条带，疲劳裂纹单源起始于导管表面，上述特征表明供压导管的开裂性质为高周疲劳开裂[7]。 

开裂供压导管在机上管路布局如图6所示。由图6可知：导管下端连接安全活门进口，上端连接四通接头，四通接头和供压导管均未设附加固定，管路支承刚度相对偏低。四通连接的4根导管中，除了供压导管规格为8 mm×0.8 mm（外径×壁厚）外，其余3根导管规格均为12 mm×1.2 mm（外径×壁厚），供压导管为整个四通管系中的薄弱环节。四通接头向前（顺航向）连接供压导管，向后连接液压泵出口后的高压油滤，导致供压导管持续承受液压泵出口的脉冲压力[8]。另一方面，四通管系安装在飞机左尾梁37~38框之间，安装框下方是发动机的左主支承点，承受发动机传递来的振动作用[9]。从管路布局来看，供压导管所处的振动环境相对严苛。 

图  6  开裂供压导管在机上管路布局示意

根据4架新机供压导管动应力测试结果可知，两架新机动应力水平为30~40 MPa，另两架新机在四通接头端的最大应力分别达到83.7 MPa和79.1 MPa（要求动应力水平不超过40 MPa），说明该型飞机的供压导管动应力水平相对偏高。虽然并非每一架飞机的供压导管动应力测试结果都超过标准，但是反映出在当前固有的振动环境下，管路刚度的储备裕度不足。导管的动应力产生是一个综合因素影响结果，除了导管的支承，每架飞机的导管长度、形状，以及管系中各导管装配偏差程度不同，这些都会影响管路的刚度，进而对动应力产生影响[10-11]，再加上每架飞机振动环境有所差异，如果每个影响因素都向负面发展，且管路刚度的裕度不足，就会导致导管的动应力超标。 

导管在顺航向方向上存在由上到下的弯曲变形，导致平管嘴尾端对应的导管表面在弯曲内缘位置产生磨痕。由于导管裂纹主体和裂纹源区均位于导管侧面，并未出现在弯曲变形的外缘表面，且断口呈高周疲劳特征，表明导管弯曲变形不是疲劳裂纹萌生的主要原因。但考虑到导管使用不到23 h就发生疲劳开裂，分析认为导管弯曲变形对疲劳裂纹的产生有一定促进作用。 

综上所述，飞机液压系统安全活门供压导管发生了高周疲劳开裂，导管刚度的储备裕度不足，使动应力偏大，最终导致导管发生疲劳开裂。建议设计部门结合导管所处的振动环境，研究制定降低管路动应力水平的措施。导管接头附近管体存在弯曲、平管嘴外直线段不足等问题，反映出制造厂在导管制造方面还存在一些不足。 

3.   结论及建议

（1）飞机液压系统安全活门供压导管开裂性质为高周疲劳开裂，管路刚度的储备裕度不足，使动应力偏大，最终导致供压导管发生疲劳开裂。 

（2）建议设计部门结合故障导管所处的振动环境，研究制定降低管路动应力水平的措施；建议制造厂加强对导管制造过程中各工序的质量控制。

文章来源——材料与测试网