强度值偏上线(显微硬度值换算后与实际强度值有一定的偏差),符合设计要求。边缘显微硬度测试结果表明,零件边缘脱碳深度符合设计要求。显微硬度测试结果见表11—4.Р 表11—4 显微硬度测试结果Р项目Р距边缘25um(HKO.5)Р距边缘50um(HKO.5)Р距边缘75um(HKO.5)Р中心(HKO.5)Р1Р496Р540Р556Р569Р2Р499Р543Р553Р566Р3Р497Р542Р557Р571Р4Р495Р543Р552Р568Р5Р493Р541Р554Р570Р平均值Р496Р541.9Р554.4Р5611.8Р化学成分测试结果符合零件材质要求,见表11—5。Р 表11—5化学成分分析结果Р类别РCРMnРSiРCrРMoРVРSРPРAlР测量值Р0.40Р0.99Р1.33Р1.35Р0.50Р0.09Р0.003Р0.002Р0.05Р标准值(YB1209—1983)Р0.36Р~Р0.42Р0.80Р~Р1.20Р1.20Р~Р1.60Р1.20Р~Р1.50Р0.45Р~Р0.60Р0.07Р~Р0.12Р≤Р0.025Р≤Р0.025Р≤Р0.10Р 经检测,法兰盘腹板与机轮表面粗糙度、安装孔直径、法兰盘厚度、过渡圆角等均符合设计要求。Р 由此可知,零件材质、尺寸符合设计要求;源区有磨损,附近未见冶金缺陷和外来损伤,裂纹较平直,有氧化特征,为疲劳断口形貌。疲劳源特征为线性多源,裂纹始于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处,属于高应力低周疲劳断裂,同外场断裂件检查结果。Р1.3 主起落架机轮半轴疲劳试验结果Р1.3.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位Р歼8后续机型主起落架疲劳试验时,机轮半轴在20000多次起落时发生断裂,折合使用寿命为4000多个起落。断裂位置是根部销钉孔处,如图11—6所示。从中可以看出,与外场飞机发现裂纹的部位完全不同。
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