為高強度鑄造鋁合金，抗腐蝕性能強， 具有良好的鑄造性能，廣泛應用于航空及航天領 域…。該合金鑄態下組織粗大，力學性能較差，需 經變質處理并同溶強化，使共晶硅相充分細化，從 而提高材質強度和蝮性，達到工程應用要求心引。 飛機氣動系統中一法蘭盤接頭材料為 ZLll4A，該零件采用砂型鑄造，經變質處理并固 溶時效至瞞狀態，執行HB963--2005(鋁合金鑄 件規范》。該法蘭盤接頭在飛機上進行裝配，完 成后需先后進行0．09 MPa／5 min，0．06 MPa／55 rain的氣密性試驗。在0．09 MPa氣密性試驗時， 僅3 min接頭即出現開裂，發生漏氣。同批生產 的零件中，先后不規律地重復發生該故障。選取 l件典型的法蘭盤接頭進行失效分析，從制造尺.

裂紋位于接頭靠近管口的法蘭盤根部倒角處， 沿接頭平面單側圓周方向分布，約占周長的1／3。 裂穿接頭管壁(圖1)。法蘭盤底部裂紋對邊方向 存在明顯的周向壓痕，壓痕輪廓與法蘭圓周不同 心，而是與其形成一定的斜度(圖2)，結合接頭裝 配情況，分析是與其匹配裝配的法蘭擠壓所致。 將裂紋人為打開觀察斷口，可見斷口較干凈， 斷面粗糙，無表面漆層滲入和初始損傷，未見明顯 的蠼性變形和斷裂源區特征；同時可見法蘭盤表 面的螺栓孔周邊存在不均勻的壓痕，單邊痕跡較 深.



將斷|J清洗凈，放入掃描電鏡下進行觀察， 低倍形貌見冬基本上無蟛性變形，河流狀 花樣和片狀特征明顯。放大觀察，可見整個斷而 均為類解理特征，未見韌窩形貌，斷呈現脆性特 點。

從法蘭盤接頭裂紋和斷口的宏觀、微觀檢查 分析結果可知，接頭斷裂性質屬大應力作用下的 過載斷裂。該法蘭盤接頭在裝配后的氣密試驗中，僅 0．09 MPa／3 rain時即發生開裂，壓力遠低于材料本身的抗拉強度。在正常情況下，0．09 MPa氣壓 不至于直接導致開裂，應主要從法蘭盤接頭的裝 配情況和材質上著手分析。 裂紋位于靠近管口方向的法蘭盤根部，結構 上屬應力集中部位。裂紋沿接頭平面單側圓周方 向分布，說明導致其開裂的應力方向垂直于接頭 軸向，即為側方向的彎曲或拉應力。在正常的裝 配狀態下，不應存在過大的側向彎曲或拉應力；但 檢查接頭法蘭盤部位的外觀可見，螺栓孔周邊擠 壓痕跡不均勻，單邊較深；法蘭盤底部存在沿周向 的擠壓痕跡，且正好處于裂紋的對邊圓周上，說明 法蘭盤接頭安裝時在側方向上與匹配的零件沒有 貼合平整，造成一邊受壓應力導致產生壓痕，另一 邊受彎曲應力導致根部出現裂紋。這個異常的彎 曲應力是接頭開裂的直接原因。

從接頭材質方面分析，該接頭材料為 ZLIl4A邢，為燦一Si系鑄造鋁合金，經變質一固 溶處理后，可得到較高的強度和相應的延伸率。 而接頭斷口為類解理形貌，未見韌窩，呈現脆性特 征，說明接頭的材質塑性不佳。通過檢查金相組 織發現，大部分共晶硅呈長條形的樹枝狀，這種形 態的共晶硅相較細化的球狀共晶硅而言，材質塑 性較差。ZLll4A中的Si屬脆性相，在外加載荷 作用下，易發生斷裂或與基體分離而形成微裂紋， 使裂紋擴展變得容易M J。裂紋擴展過程中，會截 斷尺寸較大的共晶硅顆粒；但在遇到尺寸較小的 共晶硅顆粒時，若要繼續向前擴展，通常是繞過細 小的共晶硅顆粒，從而裂紋擴展速率降低。



共晶硅的細化程度和形態主要取決于鑄件的 變質處理過程¨1。復查該法蘭盤接頭的鑄造工 藝，采用0．01％(質量分數)的舢．Si中間合金作 為變質劑，變質保溫時間10 min左右，從組織特 征上看，明顯變質不足。在變質不充分的情況下， 經固溶處理后，共晶硅難以形成較理想的球狀細 化組織，而呈條狀或塊狀，增加材質脆性。

ZLll4A合金采用0．03％(質量分數)的sr元素 作為變質劑，保溫時間0．5一l h，可獲得最佳的變 質效果，塑性指標最好舊引。 另外，從對故障接頭裂紋部位的尺寸檢查結 果來看，裂紋處管壁厚度最小為0．92 mm，遠低于 技術要求所規定的1．5 mm，管壁偏薄必然對該處 的承載能力存在不利影響。 綜上分析，法蘭盤接頭本身材質塑性偏低，管 壁厚度偏薄，在裝配時由于貼合不平整產牛側向 的彎曲應力，導致法蘭盤接頭在根部應力集中的 薄弱部位產生過載開裂，氣密試驗時漏氣。

1)法蘭盤接頭裂紋屬大應力作用下的過載 斷裂。 2)法蘭盤接頭裝配時貼合不平整，在法蘭盤 根部產生側向的彎曲應力，接頭材質塑性較低，開 裂部位管壁厚度偏薄，是導致接頭開裂的原因。