为高强度铸造铝合金，抗腐蚀性能强， 具有良好的铸造性能，广泛应用于航空及航天领 域…。该合金铸态下组织粗大，力学性能较差，需 经变质处理并同溶强化，使共晶硅相充分细化，从 而提高材质强度和蝮性，达到工程应用要求心引。 飞机气动系统中一法兰盘接头材料为 ZLll4A，该零件采用砂型铸造，经变质处理并固 溶时效至瞒状态，执行HB963--2005(铝合金铸 件规范》。该法兰盘接头在飞机上进行装配，完 成后需先后进行0．09 MPa／5 min，0．06 MPa／55 rain的气密性试验。在0．09 MPa气密性试验时， 仅3 min接头即出现开裂，发生漏气。同批生产 的零件中，先后不规律地重复发生该故障。选取 l件典型的法兰盘接头进行失效分析，从制造尺.

裂纹位于接头靠近管口的法兰盘根部倒角处， 沿接头平面单侧圆周方向分布，约占周长的1／3。 裂穿接头管壁(图1)。法兰盘底部裂纹对边方向 存在明显的周向压痕，压痕轮廓与法兰圆周不同 心，而是与其形成一定的斜度(图2)，结合接头装 配情况，分析是与其匹配装配的法兰挤压所致。 将裂纹人为打开观察断口，可见断口较干净， 断面粗糙，无表面漆层渗入和初始损伤，未见明显 的蠼性变形和断裂源区特征；同时可见法兰盘表 面的螺栓孔周边存在不均匀的压痕，单边痕迹较 深.



将断|J清洗净，放入扫描电镜下进行观察， 低倍形貌见冬基本上无蟛性变形，河流状 花样和片状特征明显。放大观察，可见整个断而 均为类解理特征，未见韧窝形貌，断呈现脆性特 点。

从法兰盘接头裂纹和断口的宏观、微观检查 分析结果可知，接头断裂性质属大应力作用下的 过载断裂。该法兰盘接头在装配后的气密试验中，仅 0．09 MPa／3 rain时即发生开裂，压力远低于材料本身的抗拉强度。在正常情况下，0．09 MPa气压 不至于直接导致开裂，应主要从法兰盘接头的装 配情况和材质上着手分析。 裂纹位于靠近管口方向的法兰盘根部，结构 上属应力集中部位。裂纹沿接头平面单侧圆周方 向分布，说明导致其开裂的应力方向垂直于接头 轴向，即为侧方向的弯曲或拉应力。在正常的装 配状态下，不应存在过大的侧向弯曲或拉应力；但 检查接头法兰盘部位的外观可见，螺栓孔周边挤 压痕迹不均匀，单边较深；法兰盘底部存在沿周向 的挤压痕迹，且正好处于裂纹的对边圆周上，说明 法兰盘接头安装时在侧方向上与匹配的零件没有 贴合平整，造成一边受压应力导致产生压痕，另一 边受弯曲应力导致根部出现裂纹。这个异常的弯 曲应力是接头开裂的直接原因。

从接头材质方面分析，该接头材料为 ZLIl4A邢，为灿一Si系铸造铝合金，经变质一固 溶处理后，可得到较高的强度和相应的延伸率。 而接头断口为类解理形貌，未见韧窝，呈现脆性特 征，说明接头的材质塑性不佳。通过检查金相组 织发现，大部分共晶硅呈长条形的树枝状，这种形 态的共晶硅相较细化的球状共晶硅而言，材质塑 性较差。ZLll4A中的Si属脆性相，在外加载荷 作用下，易发生断裂或与基体分离而形成微裂纹， 使裂纹扩展变得容易M J。裂纹扩展过程中，会截 断尺寸较大的共晶硅颗粒；但在遇到尺寸较小的 共晶硅颗粒时，若要继续向前扩展，通常是绕过细 小的共晶硅颗粒，从而裂纹扩展速率降低。



共晶硅的细化程度和形态主要取决于铸件的 变质处理过程¨1。复查该法兰盘接头的铸造工 艺，采用0．01％(质量分数)的舢．Si中间合金作 为变质剂，变质保温时间10 min左右，从组织特 征上看，明显变质不足。在变质不充分的情况下， 经固溶处理后，共晶硅难以形成较理想的球状细 化组织，而呈条状或块状，增加材质脆性。

ZLll4A合金采用0．03％(质量分数)的sr元素 作为变质剂，保温时间0．5一l h，可获得最佳的变 质效果，塑性指标最好旧引。 另外，从对故障接头裂纹部位的尺寸检查结 果来看，裂纹处管壁厚度最小为0．92 mm，远低于 技术要求所规定的1．5 mm，管壁偏薄必然对该处 的承载能力存在不利影响。 综上分析，法兰盘接头本身材质塑性偏低，管 壁厚度偏薄，在装配时由于贴合不平整产牛侧向 的弯曲应力，导致法兰盘接头在根部应力集中的 薄弱部位产生过载开裂，气密试验时漏气。

1)法兰盘接头裂纹属大应力作用下的过载 断裂。 2)法兰盘接头装配时贴合不平整，在法兰盘 根部产生侧向的弯曲应力，接头材质塑性较低，开 裂部位管壁厚度偏薄，是导致接头开裂的原因。