摘要：
針对某型飞机在进行试飞科目时发生排气喷管支撑螺杆断裂的失效现象，本文通过对失效件采取的断口金相分析，利用仿真计算软件进行建模，开展了静强度仿真分析、共振仿真分析、热应力仿真分析，计算结果表明其失效机理为热应力引起的低周疲劳，提出了相应的热应力解决改进方案，并通过试车和飞行试验证明该故障得以排除，为今后类似的排气喷管高温零部件的结构设计提供了借鉴。
关键词：排气喷管;断裂故障;金相分析;静强度分析;仿真分析;热应力
1 引言
发动机的排气喷管是飞机推进系统一个十分重要的部件，用于将发动机工作产生的高温高压燃气沿喷管高速喷出至发动机舱外[1]。相对飞机的其它部件，排气喷管的工作环境最为恶劣，经常处于飞机的高速、高温、振动、高声强等恶劣环境中，很难准确评估上述因素带来的能量载荷[2]，因此极大的影响了排气喷管结构的设计，在飞机试飞过程中经常会出现不可预料的故障[3]。
本文就某型螺旋桨飞机在试飞过程中出现的排气喷管支撑螺杆断裂故障，通过故障件断口的金相分析和有限元分析，找到了故障发生的原因，并提出了改进方案，为后续此类零部件的设计工作提供了参考。
2 故障件概述
该型飞机排气喷管通过螺栓安装在发动机的排气端法兰上，后段用吊挂组件(含橡胶减震垫)作为辅助支撑，固定在发动机安装支架的撑杆上，见图1。
排气喷管及吊挂
在某次试飞科目完成后，机务人员对该排气喷管进行航后例行检查时发现，用于辅助支撑的支撑螺杆的螺纹根部出现断裂，故障部位见图2。
故障发生部位
出现断裂的支撑螺杆材料为不锈钢1Cr18Ni9Ti。
3 故障分析
3.1 外观观察
螺杆的断裂截面如图3所示，断口呈台阶状，台阶与重力方向(竖直方向)近似垂直。
螺杆断裂截面
断面分为A、B两个区域，每个区域均比较平整，其中A区域面积大，B区域面积小，两个区域的高差约为1个螺距。
从图4所示宏观纹路可知，A区和B区的裂纹均起源于表面，两个裂纹源对称;裂纹源均存在锯齿状的起伏台阶，扩展区可见贝壳线，表明断裂是疲劳断裂。
A区、B区的锯齿裂纹
3.2 断口金相分析
对螺杆的断口A区用SEM电镜进行放大观察，形貌如图5所示。
裂纹处SEM观察(A区)
可以看出，A区的裂纹源存在严重的磨损以及一定的腐蚀，未见明显的冶金缺陷及残余痕迹，其他残余形貌粗糙。扩展区可见鱼骨状的疲劳扩展纹理以及局部裸露的晶界，可以判断螺杆断裂原因是出现了名义应力较大的疲劳失效(低周疲劳)。
B区的形貌与A区相似。
3.2静强度分析
采用Nastran软件建立排气喷管的有限元模型[4]，在模型中施加模拟飞机着陆过载向下4.5g的惯性力，计算得到支撑螺杆处的约束反力见图6所示。
支撑螺杆处约束载荷示意图
可知在惯性过载4.5g情况下，螺杆处的约束反力很小(约5N)远不足以导致螺杆出现断裂，载荷绝大部分由排气喷管与发动机对接的法兰承受。
3.3共振分析
根据该排气喷管的结构及连接形式，以及不锈钢1Cr18Ni9Ti在不同温度下的弹性模量，在典型环境温度下开展排气喷管的固有频率特性计算，用于定性分析。
典型环境温度如下：
温度1：发动机刚起动时排气喷管处于常温20℃;
温度2：发动机工作一定时间后，排气喷管的内管温度达到700℃，吊挂与支撑螺杆接触部位的温度达到300℃。
排气喷管的固有频率计算结果见表1。
排气喷管不同温度下固有频率分析结果
典型的振型如图7所示。
典型的模态振型
从频率计算结果来看，排气喷管的低阶频率与螺旋桨旋转频率(1075转/分，即17.9HZ)、发动机转子频率(核心机转速为12300转/分，即205HZ)差距较大，故判定排气喷管不会产生共振而导致失效[5] [6]。
3.4热应力分析
不锈钢1Cr18Ni9Ti的材料在不同温度下的力学性能和线膨胀系数[7]见表2、表3。
根据排气喷管热应力有限元模型计算结果，表明：支撑螺杆在热应力的作用下，在X向、Y向、Z向分别会产生6.99mm、2.52mm、3.38mm的位移，使得支撑螺杆存在应力集中，最高达到了436MPa(见图8)，接近1Cr18Ni9Ti材料在300℃～400℃区间的应力限制值。
计算结果(应力情况)
針对某型飞机在进行试飞科目时发生排气喷管支撑螺杆断裂的失效现象，本文通过对失效件采取的断口金相分析，利用仿真计算软件进行建模，开展了静强度仿真分析、共振仿真分析、热应力仿真分析，计算结果表明其失效机理为热应力引起的低周疲劳，提出了相应的热应力解决改进方案，并通过试车和飞行试验证明该故障得以排除，为今后类似的排气喷管高温零部件的结构设计提供了借鉴。
关键词：排气喷管;断裂故障;金相分析;静强度分析;仿真分析;热应力
1 引言
发动机的排气喷管是飞机推进系统一个十分重要的部件，用于将发动机工作产生的高温高压燃气沿喷管高速喷出至发动机舱外[1]。相对飞机的其它部件，排气喷管的工作环境最为恶劣，经常处于飞机的高速、高温、振动、高声强等恶劣环境中，很难准确评估上述因素带来的能量载荷[2]，因此极大的影响了排气喷管结构的设计，在飞机试飞过程中经常会出现不可预料的故障[3]。
本文就某型螺旋桨飞机在试飞过程中出现的排气喷管支撑螺杆断裂故障，通过故障件断口的金相分析和有限元分析，找到了故障发生的原因，并提出了改进方案，为后续此类零部件的设计工作提供了参考。
2 故障件概述
该型飞机排气喷管通过螺栓安装在发动机的排气端法兰上，后段用吊挂组件(含橡胶减震垫)作为辅助支撑，固定在发动机安装支架的撑杆上，见图1。
排气喷管及吊挂
在某次试飞科目完成后，机务人员对该排气喷管进行航后例行检查时发现，用于辅助支撑的支撑螺杆的螺纹根部出现断裂，故障部位见图2。
故障发生部位
出现断裂的支撑螺杆材料为不锈钢1Cr18Ni9Ti。
3 故障分析
3.1 外观观察
螺杆的断裂截面如图3所示，断口呈台阶状，台阶与重力方向(竖直方向)近似垂直。
螺杆断裂截面
断面分为A、B两个区域，每个区域均比较平整，其中A区域面积大，B区域面积小，两个区域的高差约为1个螺距。
从图4所示宏观纹路可知，A区和B区的裂纹均起源于表面，两个裂纹源对称;裂纹源均存在锯齿状的起伏台阶，扩展区可见贝壳线，表明断裂是疲劳断裂。
A区、B区的锯齿裂纹
3.2 断口金相分析
对螺杆的断口A区用SEM电镜进行放大观察，形貌如图5所示。
裂纹处SEM观察(A区)
可以看出，A区的裂纹源存在严重的磨损以及一定的腐蚀，未见明显的冶金缺陷及残余痕迹，其他残余形貌粗糙。扩展区可见鱼骨状的疲劳扩展纹理以及局部裸露的晶界，可以判断螺杆断裂原因是出现了名义应力较大的疲劳失效(低周疲劳)。
B区的形貌与A区相似。
3.2静强度分析
采用Nastran软件建立排气喷管的有限元模型[4]，在模型中施加模拟飞机着陆过载向下4.5g的惯性力，计算得到支撑螺杆处的约束反力见图6所示。
支撑螺杆处约束载荷示意图
可知在惯性过载4.5g情况下，螺杆处的约束反力很小(约5N)远不足以导致螺杆出现断裂，载荷绝大部分由排气喷管与发动机对接的法兰承受。
3.3共振分析
根据该排气喷管的结构及连接形式，以及不锈钢1Cr18Ni9Ti在不同温度下的弹性模量，在典型环境温度下开展排气喷管的固有频率特性计算，用于定性分析。
典型环境温度如下：
温度1：发动机刚起动时排气喷管处于常温20℃;
温度2：发动机工作一定时间后，排气喷管的内管温度达到700℃，吊挂与支撑螺杆接触部位的温度达到300℃。
排气喷管的固有频率计算结果见表1。
排气喷管不同温度下固有频率分析结果
典型的振型如图7所示。
典型的模态振型
从频率计算结果来看，排气喷管的低阶频率与螺旋桨旋转频率(1075转/分，即17.9HZ)、发动机转子频率(核心机转速为12300转/分，即205HZ)差距较大，故判定排气喷管不会产生共振而导致失效[5] [6]。
3.4热应力分析
不锈钢1Cr18Ni9Ti的材料在不同温度下的力学性能和线膨胀系数[7]见表2、表3。
根据排气喷管热应力有限元模型计算结果，表明：支撑螺杆在热应力的作用下，在X向、Y向、Z向分别会产生6.99mm、2.52mm、3.38mm的位移，使得支撑螺杆存在应力集中，最高达到了436MPa(见图8)，接近1Cr18Ni9Ti材料在300℃～400℃区间的应力限制值。
计算结果(应力情况)
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