[科普中国]-机翼主梁

机翼主梁选材与工艺分析工作状况

机翼主梁是机翼的主要承力零件。机翼上的载荷通过主梁而传至机身，其主要负荷有：飞行时的空气动力（升力、阻力），机动飞行时产生的惯性力，着陆时起落架的冲击力等。这些巨大的负荷使主梁承受弯曲和剪切，同时由于机翼振动产生交变应力还能引起主梁的疲劳。2

材料选择材料选择：30CrMnSiNi2A。在30CrMnSiA钢的基础上加入1.6%的镍，由于镍的加入，增加了钢的强度和韧性，也提高了淬透性。30CrMnSiNi2A是飞机结构中应用最广的钢材，故得名飞机钢。这种钢不含贵重金属，价格较便宜。30CrMnSiNi2A的性能大大优于30CrMnSiA钢，常用作飞机上一些负荷很大荷很重要的零件，如起落架的支柱、轮叉、机翼主梁等。2

工艺流程模锻→正火+不完全退火→机加工→等温淬火及低温回火→精加工→低温回火→表面处理→装配。

热处理工艺毛佩模锻后晶粒粗大，为了细化晶粒，降低硬度，故采用正火+不完全退火（加热至Ac1以上20℃~50℃，保温后缓冷）。

主梁淬火变形是热处理的关键，次零件重量大，各部分厚薄相差悬殊，强度要求又搞，因此工厂采用等温淬火及低温回火。

30CrMnSiNi2A在静载荷下对应力集中有很高的敏感性，为消除加工应力，在精加工之后，再进行一次低温回火。2

案例——飞机机翼主梁断裂分析1996年某飞机在进行飞行训练时，突然右机翼空中折断，发生一等事故。该机1973年生产出厂，经过三次大修，最后一次大修到发生事故共飞行621h05min。该机总飞行时间式3105h22min。机翼主梁用30CrMnSiNi2A超高强钢制造。

主梁残骸外观形貌经检查确认主梁下缘条第10螺栓孔及附近机翼蒙皮、铝垫板、主梁加强件均已断裂，除主梁第20螺栓孔无明显塑性变形外，断口其他部分均由明显塑性变形和快速剪切、撕裂特征。从工字梁端口整个断裂纹路看，初步判断裂纹起始位置在下缘条航向第10螺栓孔。另一匹配断口比较干净，裂纹起始位置和扩展方向均与翼根断口相吻合，说明该梁断裂时主裂纹确实起始于下缘条航向第10螺栓孔处。

断口周围无明显塑性变形，断口上有明显放射棱线和疲劳弧线，根据放射棱线和疲劳弧线特征，可以判断裂纹起始于孔前后两侧。孔的前端面由两斜断面构成120°夹角。从孔壁断面上的放射棱线可以判断，孔后裂纹起始于距下缘条下表面1.5~2mm孔壁处。孔前裂纹起始于距下缘条上表面1.5~2mm孔壁处。距孔后壁1.6mm断口上，都约有0.5mm挤压损伤痕迹。

孔前后裂纹为疲劳裂纹，但裂纹的形成原因和扩展过程比较复杂。疲劳裂纹方向的改变，说明第10螺栓孔局部所受应力方向有变化，这种应力方向的改变可能与机翼承受扭转载荷局部产生的剪切应力作用有关。

孔的前斜断面5mm范围内主要呈沿晶特征，也有疲劳条带但不明显。最外斜面5.5mm内，主要是疲劳条带和韧窝混合特征。孔的后断面裂纹源区1.6mm内主要是沿晶特征，1.5~5mm范围是疲劳条带和沿晶混合特征。其中有些疲劳弧线内仍可见沿晶特征和疲劳条带。3

综合分析微观分析不但证实断口具有疲劳特征，同时还发现有沿晶断裂特征和腐蚀坑，而且贯穿疲劳断裂区丶全过程，进一步证实了断口具有腐蚀疲劳特征。该右翼主梁下缘条第10螺栓孔处具备了腐蚀疲劳承受交变应力和腐蚀环境的条件。主梁下缘条材质符合要求，未发现冶金缺陷和明显的加工缺陷。断口具有疲劳弧线和疲劳条带穿晶的断裂特征，同时在整个断裂区自始至终还具有不连续的沿晶断裂特征以及存在腐蚀坑，说明腐蚀因素影响整个断裂过程。特别是疲劳源区，沿晶及腐蚀特征更为突出，说明裂纹在其实过程腐蚀因素起主导作用。导致该主梁断裂的特定腐蚀介质主要是大气环境下的水介质。超高强钢材料对水介质腐蚀十分敏感。如果飞机在工业城市或沿海地区飞行，由于大气中硫化氢或卤化物含量较多，当硫化氢和卤化物溶解于水溶液（或雨水）中，这些腐蚀介质会大大降低高强度钢的断裂应力。3

结论主梁断裂时由于下缘条航前第10螺栓孔孔壁两侧产生疲劳裂纹并扩展造成的。腐蚀疲劳，交变载荷和大气等水介质腐蚀环境的共同作用是造成主梁腐蚀疲劳断裂的基本原因。3