金属裂纹就广义来讲，凡使金属的连续性被破坏的缺陷，而此种缺陷又具有一定的深度、宽度和长度，成直线或是曲线分布于金属的表面或内部，即称之为裂纹。从狭义来讲，所谓裂纹，即是在金属的表里，成直线或曲线状，而且又是比较长的开裂的一种现象。

  由于金属裂纹产生的原因很多，存在的形状又极为复杂，根据裂纹产生的根源和特征，以及对金属材料质量危害程度大小等因素，可将裂纹分为以下几类：

  按裂纹存在的形状和大小可分为：龟裂、“V型”裂纹、“Y型”裂纹、之状裂纹、环状裂纹、鸡爪裂纹和丝纹、发纹、裂纹等宏观裂纹，以及微观裂纹。

  按裂纹存在于金属的不同方向分为：纵裂纹、横裂纹及无定向裂纹等。

  按裂纹存在之不同部位分为：表皮裂纹、皮下裂纹、心部裂纹与头部裂纹、中部裂纹、尾部裂纹及角部裂纹等。

  按裂纹产生的不同根源分为：铸造裂纹、锻造裂纹、轧制裂纹、拔制裂纹、研磨裂纹、焊接裂纹、疲劳裂纹等。

  其中因瞬间超载而发生的脆性折断，以及先因部分地区产生破坏开裂，然后逐渐扩大其他破坏的区域，终于使整个金属的截面被折断的，这即所谓疲劳断裂，即我们常说的疲劳裂纹导致的失稳。因为疲劳裂纹的形成机理较为复杂，形成周期较长，裂纹较难发现，最终后果较为严重，所以疲劳裂纹是本文讨论和研究的一个重点。

  疲劳裂纹的扩展规律及形成的微观机理

  1.疲劳裂纹的扩展规律

  从疲劳裂纹宏观断口分析，疲劳过程是由疲劳裂纹萌生、亚稳扩展和最后失稳扩展组成，其中裂纹扩展过程占很大比例，是决定整个疲劳寿命的重要组成部分。图1给出了某金属疲劳裂纹扩展速率曲线，纵坐标为dadN,指单位循环下的裂纹扩展长度，横坐标为应力强度因子△K, 为了便于分析，对纵、横坐标进行取双对数。

  由图1中还可以看出， dadN-△K曲线为包括三个不同的裂纹扩展区段的反S形变化规律。曲线可分为Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ三个区段，Ⅰ区是裂纹扩展初始阶段，dadN值很小，约10-8～10-6mm/cycle，裂纹扩展速率相对较慢。

  图1 某金属疲劳裂纹扩展速率曲线

  Ⅱ区是裂纹扩展主要阶段，是决定疲劳裂纹扩展寿命的主要组成部分，dadN值较大，约10-5～10-2mm/cycle, 曲线近似呈线性，裂纹扩展速率相对较快。

  Ⅲ区是疲劳裂纹扩展的最后阶段，dadN值很大，并随△K增加而快速增大，疲劳裂纹扩展速率急剧增加，继而发生金属材料的失稳断裂。

  为了便于区分疲劳裂纹扩展过程的Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ三个区段，图2给出了疲劳裂纹扩展的各区段的主要特征，从表中可以看出，Ⅰ区主要以单剪切失效，断口形貌呈小平面，Ⅱ区主要是双滑移，断口形貌呈疲劳辉纹，而Ⅲ区则具有静态断裂特征，属于解理或准解理断裂，此外，外界因素对Ⅰ、Ⅱ区的影啊较大，而对Ⅲ区的影响则较小。

  图2 疲劳裂纹扩展的三个区段主要特征

  2.疲劳裂纹形成的微观机理

  疲劳过程分为裂纹萌生、稳态扩展和断裂以上三个阶段，通过研究各个阶段的物理过程，对于认识疲劳本质，分析疲劳原因，采取相应延长疲劳寿命措施具有重要意义。

  （1）疲劳裂纹萌生

  疲劳裂纹萌生的主要原因包括表面滑移带开裂，第二相或夹杂物，以及晶界或亚晶界开裂等。

  金属在循环应力作用下，会发生循环滑移并形成极不均匀的循环滑移带，一般来说，这些循环滑移带常集中分布于某些局部薄弱区域，而经过长时间的循环应力下，微裂纹很容易在这些循环滑移带区域萌生。了解了容易滋生疲劳裂纹的区域，航空公司在飞机日常维护中应加强这些区域的日常检查；在结构修理中，严格遵照手册要求，防止出现应力集中，为裂纹的产生提供温床。

  第二相或夹杂物也常常成为裂纹的萌生地，如铝合金中含Fe、Si的杂质相。而含Fe、Si杂质相在基体内会引起很大的应力集中，在外部施加的循环应力达到其所能承受的最大应力时，这些杂质相则会优先发生自身的脆断或与Al基体相分离，为微裂纹的形成提供条件。

  在多晶体材料中，由于晶界的存在和相邻晶粒的不同取向性，当位错要横穿过晶粒进去下一个晶粒时，往往会因为晶界的阻碍作用而不断塞积在晶界位置，引起很强的应力集中，也有可能成为裂纹源。

  （2）疲劳裂纹稳态扩展

  根据裂纹的扩展方向，可将疲劳裂纹扩展分为两个阶段，第一阶段是疲劳裂纹扩展的初始阶段，裂纹通过以上的几种方式萌生后，开始向晶体内最有利的滑移面扩展，但是裂纹在朝滑移带扩展的过程中，会受到晶体内第二相粒子、晶界等阻碍作用，很多微裂纹都会因为受到阻碍而停止扩展，一般来说只会有很少的微裂纹能够继续扩展下去，且都停止在不远处，如图3所示。此阶段的裂纹扩展速率很低，而且扩展总进程也很小，所以其断口形貌没有明显的特征。

  图3 疲劳裂纹扩展第一阶段

  第二阶段为裂纹扩展的主要阶段。在这个阶段，裂纹主要沿垂直拉应力方向不断扩展，与裂纹扩展速率曲线中Ⅱ区相对应，此阶段断口形貌的典型特征即为疲劳辉纹。一般来说，在奥氏体钢和铝合金等材料的疲劳断口中能够经常观察到明显的疲劳辉纹特征。

  由于裂纹的稳态扩展周期较长，是决定整个疲劳寿命的重要组成部分，也是裂纹较容易发现和稳定的时期，航空公司最好应该在此阶段发现和修复裂纹，防止裂纹向疲劳断裂阶段发展。

  （3）疲劳断裂

  疲劳断裂为裂纹扩展第三阶段，即裂纹扩展至临界尺寸，dadN很大，并随△K增加而很快的增加，只需要扩展很少周次就会导致材料失稳断裂。在该阶段，裂纹尖端的塑性区远大于晶粒尺寸，整个疲劳断裂过程类似静态加载时的断裂，故在韧性材料的疲劳断口上能观察到很多静态加载断裂时常见的韧窝形貌。

  飞机裂纹的修理

  鉴于金属裂纹对于飞行安全的严重威胁，金属裂纹的维修原则一般为“及时发现，即刻修理”，在飞机制造商的结构修理手册里，对于裂纹的损伤基本上都是要求飞机停飞，立即修复，很少有允许损失存在的。四川航空作为国内首家运营空客机型的运营商，目前已有运行18年的老龄飞机。在飞机维护过程中，在老龄飞机上也发现多起蒙皮裂纹和起落架裂纹的缺陷，针对不同部件的不同种类的裂纹采取了不同的维修方式，实际的维修经验较为丰富。

  1.非增压区域或是非关键部件上出现轻微、细小裂纹的修理

  轻微裂纹对部件强度削弱不多，不影响部件的承载力，可以考虑以打止裂孔的方式进行维修。这也是在飞机维修中比较常用的一种维修方式，对此，飞机制造商大多有明确的规定，如空客和GOODRICH，都对轻微裂纹有明确的尺寸限制，并有打止裂孔的标准施工方法，常见的打止裂孔的方式有如图4下几种：

  图4  止裂纹

  需要提醒注意的是，在打止裂孔前，一定要借助工具确认裂纹真正的端点，如果是金属外层有漆层覆盖的，一定要先将漆层打磨掉才能确认裂纹真正的端点。原因在于止裂孔的位置离裂纹端点的距离是有要求的，一般为“T”的距离，“T”为材料的厚度，如果离得太远，或是止裂孔打在裂纹中间，则起不到止裂的作用，止裂孔直径一般为6.4毫米（0.252英寸）。打止裂孔可以作为裂纹的一种临时性修理方式也可以作为永久性的修理方式，如在A320机型的V2500发动机反推的扭力环上常出现2～3厘米的微小裂纹，GOODRICH是允许打止裂孔作为永久性修复的。

  2.增压区域的飞机关键部件上裂纹的修理

  在增压区域或关键部件上的裂纹如飞机蒙皮裂纹则不能通过打止裂孔来进行修理，原因在于增压区域要受客舱增压、减压的交变作用力，只能采取挖补修理的办法，否则裂纹会在增压状态下急速扩展，而使蒙皮整体撕裂、失效。

  挖补修理的原理为将产生裂纹、失去强度的飞机蒙皮去除掉，防止裂纹沿整个机身蒙皮扩展，而加以补片和加强片从而恢复飞机蒙皮的气动外形和强度的方法。

  3.起落架上裂纹的焊接修理

  飞机起落架由于受着陆冲击载荷的影响，容易产生裂纹。如果出现裂纹，可以通过焊接来修理，当然这种维修技术要求比较高，不是航空公司或是一般修理厂家能完成的。在焊接修理前，一般是先要确认裂纹的走向和深度，再对于非穿透性的裂纹进行踢槽，使裂纹处呈U型面，然后进行焊接。

  4.发动机叶片裂纹的修理

  航空发动机涡轮叶片的工作条件非常恶劣，因此采用了性能优异但价格十分昂贵的镍基和钴基高温合金材料及复杂的制造工艺。然而涡轮叶片由于受磨损、冲击、高温燃气和冷热疲劳等作用，易产生各种裂纹缺陷。激光熔覆修理是处理这类裂纹缺陷比较好的修理办法，它实质是叶片激光修复技术中的一种，即将激光束照射在裂纹处，同时送粉器不断送粉（修复焊料金属粉末），利用激光束的高能量，不断熔化修复焊料粉末和叶片基体材料，使修复焊料和叶片基体紧紧结合在一起，从而达到修复目的。

  结语

  鉴于金属裂纹对于飞行安全有重大威胁，对于其中较为隐蔽和复杂的疲劳裂纹形成机理分析有助于航空公司及早发现裂纹，及时处理、维修裂纹缺陷，对于保障整个飞机的机体结构安全，提升机队安全运行都有重要意义。根据航佳技术飞机裂纹维修资料整理。