摇臂接头是飞机上的关键受力部件，有着受力严酷、工作环境恶劣、故障率高的特点，需对摇臂接头进行一系列严格的测试和试验，其中，疲劳试验是验证其安全使用寿命的一项重要试验。

某型机摇臂接头疲劳试验过程中，完成了2400h的着陆载荷谱和地面载荷谱试验加载后，摇臂（见图1）与机身连接的耳片出现裂纹，远未达到摇臂接头的使用寿命要求。

在摇臂接头疲劳试验提前失效发生后，对疲劳破坏部位（见图2）进行了初步检查，破坏现象如下：

（1）摇臂与机身连接的耳片内侧第二个耳片出现穿透性裂纹。

（2）内孔铬层表面质量良好，未磨损至机体。

（3）耳片外端有一6mm×1.5mm×0.5mm（长×宽×深）凹坑，凹坑与裂缝重合，凹坑表面漆层良好。

表面凹坑明显是一个加工缺陷，但是否是疲劳失效的原因，还需要从结构设计、试验加载、断口分析、生产制造等各个环节进行分析。

1.结构设计分析

（1）耳片尺寸及设计要求  摇臂通过两组双耳与机身连接，耳片内径φ32mm，外径φ58mm，单个耳片厚度7mm，如图3所示。零件设计要求位：材料300M，σb=（1960 ±100）MPa，锻件按Ⅱ类检验（Z101）；零件表面要求100%喷丸，喷丸强度0.15A～0.30A；φ32mm内孔要求镀铬表面粗糙度0.8μm；耳片其他表面要求镀镉钛，粗糙度1.6μm。

（2）疲劳分析 300M钢（40CrNiSi2MoVA钢）材料疲劳性能见表3。按设计图纸要求：φ32mm内孔喷丸后镀铬，其余部位喷丸镉钛，因此将φ32mm内孔定义为光滑式样喷丸强化及镀铬处理类，其余部位为光滑式样喷丸强化类，耳片材料平均疲劳性能为865MPa。考虑表面处理系数0.8，擦蚀系数取3，采用如图4的S-N曲线，根据表1和表2使用的着陆、地面工况载荷谱，耳片安全寿命大于100000h，结构设计具有足够的疲劳强度。

表1 着陆工况

表2 地面工况

通过已完成的试验次数进行反算，得到耳片的应力疲劳极限约300MPa，与表3中光滑试样镀铬处理的疲劳极限相当，因此，初步怀疑破坏耳片未进行喷丸强化。

此外，耳片外表面凹坑的加工缺陷也会导致表面应力集中，但外表面的应力大大低于耳孔内表面，也可能是裂纹原因。

表3  40CrNiSi2MoVA钢材料疲劳性能表

2.试验加载分析

结构强度试验的三要素：载荷、边界约束和测量系统，如果其中一个因素与设计状态背离，就有可能导致试验无效。试验单位对试验各环节进行了检查，结果如下：

（1）试验件验收、试验设备计量、开试评审均按照质量程序完成，试验质量受控。

（2）试验安装交点与装机状态一致，试验加载程序及载荷与试验任务书一致。

（3）使用过程侧向加载时，用于模拟机身与摇臂连接接头的夹具根部有变形，导致加载点产生偏移，最大偏移量45mm。

针对实际夹具根部变形导致加载点偏移情况，分别建立变形后的加载模型和不变形加载模型进行耳片应力分析，分析结果如下：

（1）着陆载荷工况，最大名义应力由381.8MPa下降到372.2MPa，降低2.5%。

（2）地面载荷工况，最大名义应力由246.3MPa下降到237.2MPa，降低3.7%。

夹具变形，并未造成摇臂耳片应力增加，因此不会导致摇臂耳片提前破坏。

3.试验件断口分析

（1）宏观/微观检测

耳片断口的整体形貌特征见图5、图6，从宏观下观察，裂纹从耳片内表面呈线性起源，在扩展过程中留下清晰的疲劳弧线。最后断裂的形貌呈剪切唇状, 耳片外表面的凹坑位于瞬断区，不是裂纹起源的原因。

耳片安装孔区域形貌磨损严重，形貌被破坏，微观形貌无法观察，磨损分界部位的微观结构呈沿晶和解理断裂形貌，如图7、图8所示。

在扩展区能观察到细微的疲劳条带，瞬断区形貌为典型的韧窝形貌，如图9、图10所示。

在磨损区域和非磨损区的分界处发现微观断口的形貌为沿晶+解理形貌，扩展区的宏观形貌有疲劳弧线特征，放大后的形貌有疲劳条带，表明断口断裂性质为疲劳断裂。

（2）能谱分析

用线切割切取试样后观察，从耳片的内表面进行观察，发现裂纹附近有试验过程中留下的微动磨损痕迹，同时有黑色的附着物，见图11。

为确定黑色附着物成份，对断口的磨损区域和沿晶断裂区域进行能谱分析，图12为磨损区域的分析结果，图13为沿晶形貌区域能谱分析的结果。

对源区和磨损分界沿晶形貌区进行能谱分析，源区黑色磨损部位的Cr元素含量较高，而在沿晶区的Cr元素含量在正常范围，表明该Cr元素的来源是裂纹产生后在试验过程中因微动磨损而将镀层上的Cr带入。

（3）金相和硬度检测

在耳片平行于断口的部位截取试样进行制样，进行显微组织检测，发现组织为回火马氏体，如图14所示，微观组织正常。

对耳片硬度进行检测，数据如表4所示。

表4  洛氏硬度测试结果（HRC）

洛氏硬度检测结果的平均值为46.4HRC，在技术要求范围内，表明耳片材质正常。

对耳片内表面进行镀层检查，发现中心镀层有一较薄部位，最薄部位镀层厚度为0.0098mm，其余均匀部位镀层厚度为0.0245mm，如图15所示。从镀层形状观察，镀层与基体结合部位平直，基体部位无凹凸不平的喷丸强化痕迹。

4.制造工艺检查

对摇臂加工工艺、热表工艺进行检查，发现机加工艺输出没有按照设计图纸的要求执行，将喷丸、镀铬顺序颠倒。镀铬面无法进行喷丸处理，故没有对镀铬耳片孔φ32H8进行喷丸处理。

5.试验验证

根据检查结果，制造了新的试验件，对耳片两侧和内孔进行了喷丸处理，并实施了1件新的疲劳试验，完成了全部着陆和地面试验载荷谱，并额外进行了11万次的着陆工况，试验件仍未破坏，根据应力分析，耳片处的应力疲劳极限达到500MPa，与第1件疲劳极限300MPa相比，疲劳极限至少提高了67%以上。

6.结语

（1）根据试验件断口分析，裂纹源起始于耳片孔内表面，外表面的凹坑加工缺陷不是导致耳片断裂的主要因素，但裂纹正好通过凹坑，可见其一定程度上加剧了裂纹的产生，因此在制造中应严格控制，避免此类表面加工缺陷。

（2）对300M这种高强度钢，镀铬处理会导致其疲劳强度急剧下降，必须特别强调镀铬前的喷丸强化。在工艺实施中，局部连接区域由于空间小，喷丸处理有难度，但这些连接部位却往往是结构的疲劳关键区，因此在设计和制造时均应充分考虑到喷丸强化。

作者：陶宪斌，曾玖海，苗洪涛，王胜霞

单位：中国直升机设计研究所