钢丝绳开裂原因分析

飞机座舱钢丝绳在外场使用过程中发生断裂。该钢丝绳在飞机舱盖开启和关闭时起辅助拉舱盖作用,正常情况下钢丝绳承受拉应力,在飞行过程中会受到振动载荷作用。对钢丝绳外观进行观察;对钢丝绳断口进行宏微观观察、能谱分析;对钢丝绳进行金相组织检查、硬度检测,结果表明:钢丝绳的失效性质为疲劳断裂与过载断裂;钢丝绳的失效原因主要为受载相对较大;钢丝绳表面润滑不足及磨损会对疲劳裂纹的萌生产生促进作用。     

发动机引气管卡箍断裂原因分析

在发动机试车过程中,其引气管卡箍发生断裂。通过对该故障引气管卡箍进行外观检查、断口分析、表面微观检查、材质分析及卡箍应力分布计算,以确定引气管卡箍断裂性质及原因。结果表明:卡箍断裂性质为高周疲劳断裂,卡箍安装端折弯处转角较小与划痕所致的应力集中是导致卡箍过早发生疲劳断裂的主要原因,振动载荷也加速了该卡箍疲劳断裂故障发生;提出了在卡箍成型加工过程中避免划痕划伤基体及适当加大折弯处转角R的改进建议。     

发动机低压Ⅰ级涡轮叶片榫头断裂分析与预防

发动机低压Ⅰ级涡轮叶片榫头R处根部发生断裂。经宏微观检查、跨棒距测量、榫头应力计算及模拟疲劳试验分析,对叶片断裂性质及原因进行综合分析,结果表明:叶片断裂性质为多源线性疲劳断裂;渗铝工艺中,由于榫头防护不妥,榫头被渗铝层污染,榫头跨棒距超差,降低了叶片抗疲劳性能,最终导致叶片发生疲劳断裂失效。对渗铝层厚度在0.03 mm以内且跨棒距合格的叶片,通过对叶片榫头严格监控,增加跨棒距测量,渗铝层工艺采用严格的防护手段保护,可有效避免类似故障。     

某钢制螺钉断裂失效分析

某液压缸盖紧固用螺钉在进行试验时发生断裂。采用外观检查、断口宏微观观察、金相检验和硬度测试等方法对两枚断裂失效螺钉进行了分析。结果表明,螺钉A失效性质为过载断裂,其断裂原因主要与装配时拧紧力过大从而产生了扭转剪切开裂损伤有关;螺钉B失效性质为疲劳断裂,其断裂原因主要与螺钉B表面存在脱碳层导致疲劳强度大幅降低有关,且在装配时发生倾斜,螺钉一侧存在附加拉应力,对疲劳失效也有一定的促进作用。建议严格控制热处理工艺和装配过程力矩大小,并加强螺钉孔和螺钉的加工精度控制。     

进气道拉紧螺栓断裂分析

机务检查发现飞机左侧进气道横向拉杆的拉紧螺栓发生断裂。对失效拉紧螺栓的宏微观特征和金相组织进行检查，并对其硬度和化学成分进行检测。结果表明:拉紧螺栓断裂性质为疲劳断裂，断裂原因与异常装配预紧力叠加进气道载荷有关。同时针对性提出调整工序顺序、增加专用工装、完善工艺规程等改进措施。通过监控20架飞机的装配过程，并收集部队1年多的飞行反馈信息，未发生同类故障。     

游星齿轮轴承失效分析

某发动机用游星齿轮轴承在工作过程中发生失效,保持架断裂,滚棒、滚道磨损.本文对失效保持架、滚棒、中间齿轮轴进行了断口形貌观察、金相组织及硬度检测、化学成分分析等工作.分析结果表明,保持架的断裂性质为疲劳断裂,滚道的损伤性质为接触疲劳.游星齿轮轴承的失效主要与轴承组件中应力不均匀、局部应力过大有关.     

高速列车挡风板安装座用5083铝合金断裂原因分析

某型号高速列车在入厂检修时发现其挡风板安装座出现裂纹和断裂现象.结合宏观及微观形貌观察、化学成分分析等手段对失效件的失效机理进行分析.研究表明,安装座表面处的断裂是由疲劳裂纹的扩展引起的,即疲劳失效,而疲劳裂纹是由挡风板承受来自侧风和穴风的循环载荷作用引起的;安装座补强板处的裂纹是由应力腐蚀作用引起的,应力来自于挡风板承受的交变载荷,腐蚀作用主要是电极电位相差较大的5083铝合金和普通碳素结构钢裸露接触,并且在腐蚀介质作用下发生电偶腐蚀.     

316L奥氏体不锈钢非对称载荷下的疲劳与循环塑性行为

对316L奥氏体不锈钢非对称拉-拉疲劳载荷作用下的疲劳和循环塑性行为进行研究。通过疲劳寿命、循环应变幅、平均应变、平均应变率和失效应变的差异划分高、低应力区:在高应力区,平均应变、平均应变率和失效应变大,存在显著的循环塑性变形,疲劳寿命短;在低应力区,循环塑性变形累积有限,疲劳寿命显著增加。通过失效区域的显微组织观察和断口分析发现:在高应力区断口附近产生了大量的孔洞,断口以韧窝为主要特征;在低应力区存在疲劳裂纹,其扩展方向垂直于加载方向,断口由起裂点、疲劳裂纹扩展区、过渡区和快速断裂区组成。316L奥氏体不锈钢高应力区为循环塑性变形主导区,失效形式为循环塑性累积产生的韧性失效;低应力区为疲劳主导区,失效形式为疲劳裂纹扩展失效。     

高压油滤进油导管裂纹及油滤支座固定铆钉断裂分析

针对液压系统高压油滤进油导管裂纹及油滤支座固定铆钉断裂故障，采用宏微观观察、金相组织分析、硬度检测等理化检测方法，并结合高压油滤部位结构特点和使用工况，对失效原因进行分析。结果表明:进油导管的裂纹性质为疲劳开裂，原因是其承受顺航向横向方向的异常大载荷；油滤支座固定铆钉的断裂性质为疲劳断裂，原因为高压油滤部位实际载荷情况比较复杂，铆钉疲劳裕度不足；进油导管疲劳裂纹是油滤支座固定铆钉断裂后产生异常振动导致的，为受害件。建议对高压油滤部位实际载荷情况进行校核，采取有效措施提高该部位结构稳定性和抗疲劳性能。     

刹车装置承压杯开裂原因分析

承压杯安装在刹车壳体上,在使用过程中多个承压杯发生断裂。通过承对压杯外观观察,断口宏微观观察、能谱分析、金相组织检查、硬度检查、氢含量检测、有限元仿真模拟计算,并仿照承压杯的工作状况对完好承压杯进行了模拟试验。结果表明:承压杯的失效性质为镉脆开裂;承压杯失效原因为:工作环境经历较高的温度,在刹车过程中承压杯上表面导圆角处受到较大的拉应力,而承压杯表面采用了不适当的表面镀镉工艺,在这些因素的综合作用下承压杯发生镉脆开裂。故障发生的根本原因在于对承压杯的结构与受力考虑不充分。     

航空发动机用齿轮泵齿轮轴疲劳断裂分析与优化设计

针对航空发动机用齿轮泵齿轮轴瞬时断裂的现象,对其关键运动副进行材料金相组织、结构受力和应力分析,将理论分析与试验相结合,明确了齿轮轴的瞬时断裂现象主要表现为疲劳断裂,明晰了齿轮轴疲劳断裂的影响因子,并以此优化了齿轮轴安装孔关键尺寸和机加工工艺。结果表明：优化后的齿轮轴安装孔附近的应力明显减小,能够有效提升齿轮轴在交变载荷下的抗疲劳特性。     

Microstructure and Fatigue Properties of Laser Welded DP590 Dual-Phase Steel Joints

In this paper, cold-rolled DP590 dual-phase steel sheets with 1.5 mm thickness were butt-welded by a fiber laser, and the evolution and effect on microhardness, tensile property and fatigue property of the welded joint microstructure were studied. The results showed that the base metal is composed of ferrite and martensite, with the martensite dispersed in the ferrite matrix in an island manner. The microstructure of the weld zone was lath-shaped martensite that can be refined further by increasing the welding speed, while the heat-affected zone was composed of ferrite and tempered martensite. The microhardness increased with increasing welding speed, and the hardness reached its highest value—393.8 HV—when the welding speed was 5 m/min. Static tensile fracture of the welded joints always occurred in the base metal, and the elongation at break was more than 16%. The conditional fatigue limits of the base metal and the weld joints were 354.2 and 233.6 MPa, respectively, under tension–tension fatigue tests with a stress rate of 0.1. After observation of the fatigue fracture morphology, it was evident that the fatigue crack of the base metal had sprouted into the surface pits and that its expansion would be accelerated under the action of a secondary crack. The fatigue source of the welded joint was generated in the weld zone and expanded along the martensite, forming a large number of fatigue striations. Transient breaking, which occurred in the heat-affected zone of the joint as a result of the formation of a large number of dimples, reflected the obvious characteristics of ductile fracture.     

GH4169合金不同孔形气膜冷却孔疲劳性能对比分析

气膜冷却孔是航空航天高温部件常见冷却设计,但属于典型结构疲劳危险点。为了优化气膜冷却孔热-机械性能,本文通过疲劳试验和有限元建模分析,研究GH4169合金相同底孔尺寸下的气膜冷却孔疲劳性能。研究表明：相同底孔直径下,90°圆孔疲劳寿命远低于倾斜圆孔、扇形孔和扇形后倾孔;相同孔倾角下,孔形对疲劳寿命影响较小;90°圆孔发生单断口疲劳断裂,断口与加载方向基本垂直,而倾斜圆孔、扇形孔、扇形后倾孔在孔根部附近发生疲劳断裂,断口向孔轴方向倾斜,除主断口外在孔根部均出现亚断口;90°圆孔断口疲劳裂纹在孔壁中间萌生,而倾斜圆孔和扇形孔疲劳裂纹在孔口部位萌生,且呈现多源萌生特征;裂纹萌生区平整光滑,随着裂纹扩展断口表面韧窝明显增多;孔轴倾角和孔口形状对孔周应力分布及最大应力水平具有显著影响。     

铝锂合金压铆壁板残余应力与疲劳性能分析

自动压铆是航空制造工业中的重要装配技术,压铆过程结束后铆孔周围产生的残余应力的分布形式与压铆结构的疲劳性能息息相关。本文使用ABAQUS软件建立了2060-T8铝锂合金壁板压铆过程的有限元模型,通过有限元分析发现了压铆后铆孔壁面上的残余应力由靠近镦头处到靠近钉头处逐渐降低的分布规律。随着压铆力由28.5kN增大至46kN,铆钉材料为2117-T4的压铆壁板孔壁平均残余应力提高33%,残余应力沿壁板厚度上分布的均匀度提升180%;铆钉材料为7050-T73的压铆壁板孔壁平均残余应力提高58%,残余应力沿壁板厚度上分布的均匀度提升184%。疲劳裂纹萌生于铆接下板孔壁附近,随着压铆力由32.5kN增大至42kN,铆钉材料为2117-T4的压铆壁板疲劳寿命提升了31%~80%,铆钉材料为7050-T73的压铆壁板疲劳寿命提升6%~161%。相比于铆钉材料为7050-T73的压铆壁板,相同工艺条件下铆钉材料为2117-T4的压铆壁板疲劳寿命提升12%~44%。     

铝合金紧固孔复合强化工艺研究

目的研究激光喷丸-冷挤压复合强化工艺对7050铝合金紧固孔疲劳源、疲劳寿命的影响。方法利用ABAQUS软件进行复合强化工艺的有限元仿真,并在强化后施加循环载荷获得残余应力数据,然后在应力水平为195 MPa、应力比为0.1的条件下进行疲劳实验,并把仿真和疲劳实验的结果与激光喷丸、冷挤压进行对比。结果复合强化工艺能同时对表面和孔壁进行强化,复合强化工艺比激光喷丸表面和孔壁的残余压应力大,循环载荷下两者残余应力的差异减小。冷挤压工艺表面全部是拉应力,循环载荷下挤出面孔角附近的残余应力由-928 MPa变为300 MPa。未处理紧固孔的疲劳源位于孔角处,激光冲击强化紧固孔的疲劳源位于中间孔壁处,冷挤压紧固孔的疲劳源位于挤出面孔角附近,复合强化紧固孔的疲劳源位于中间孔壁处,复合强化紧固孔的疲劳裂纹扩展区面积最大。未处理、激光喷丸、冷挤压、复合强化的紧固孔的疲劳寿命分别为65 918、165 117、114494、225 209。结论与未处理的紧固孔的疲劳寿命相比,激光喷丸、冷挤压、复合强化的紧固孔的疲劳寿命都有所增加,复合强化的紧固孔的疲劳寿命最大,复合强化能够进一步提高紧固孔的疲劳寿命。激光喷丸和复合强化诱导的残余压应力层能够抑制疲劳裂纹萌生于表面,而冷挤压工艺则不能。     

轮缘润滑器安装座失效原因分析

轮缘润滑器安装座故检过程中,渗透检测发现T型焊缝处出现宏观裂纹,该结构材料为Q345钢。通过外观检测、裂纹宏观形貌观察、裂纹断口形貌观察、焊接微观组织观察、冲击断口观察等试验,对结构的开裂原因进行分析。试验结果表明:焊接接头微观组织良好,无明显焊接缺陷,可排除由于组织原因引起构件失效的可能;对比裂纹断口形貌与焊缝金属冲击断口形貌,两者存在较大差异,可排除由于承受较大冲击载荷开裂的可能;裂纹微观断口存在大量疲劳条带,表明结构为疲劳开裂;综合考虑裂纹启裂位置的受力情况,可以判定疲劳开裂的原因是承受载荷部位的应力集中问题。     

飞机钛合金接耳孔边激光冲击强化 应力场优化与试验研究

目的 钛合金关键承力接耳孔边疲劳断裂是影响飞机飞行安全的重难点问题,采用激光冲击强化技术对TC4钛合金小孔件进行强化,提高其疲劳寿命。方法 开展TC4钛合金小孔件单点有无填充、多点搭接激光冲击强化有限元数值模拟研究,确定最优强化工艺,并设计带双孔疲劳试样,进行疲劳试验验证。 结果 直径3 mm光斑单点激光冲击强化的有效范围仅为1.9 mm。孔内有填充,最内圈光斑圆心距孔边0.75 mm时,单光斑激光冲击强化孔边残余应力场分布均匀,且不会引入残余拉应力。双面依次强化会使先强化面残余压应力值略高于后强化面。46.5%径向搭接率下,孔边多点搭接激光冲击强化应力场均匀性优于36.5%和56.5%径向搭接率。强化后,试样的疲劳寿命得到提升,提升效果随最大加载力的减小而显著增大。断口分析表明,强化后,孔边裂纹源位置向深度方向移动,疲劳裂纹扩展区的疲劳条带间距明显减小。结论 最优强化工艺为：周向搭接率56.5%,径向搭接率46.5%,最内圈光斑圆心距孔边0.75 mm,孔填充双面同时强化。激光冲击强化在孔边表面引入600~800 MPa的残余压应力,模拟件疲劳寿命提升了6.98%~60.96%。     

超声冲击强化铝合金小孔构件的试验研究

目的提升铝合金小孔构件的疲劳寿命,改善表面性能。方法采用超声冲击强化工艺对铝合金小孔构件进行试验研究,利用MHV2000显微硬度测量仪、XRD射线应力测定仪、疲劳试验机分别测量试件的显微硬度、残余应力、疲劳寿命。利用扫描电镜拍摄试件强化加工前后的显微照片。针对不同阻抗阈值条件,考察主要工艺参数对小孔构件强化效果的影响。结果研究表明,采用基于等效阻抗控制的超声冲击强化工艺,阻抗阈值设定为75Ω时,孔边的平均残余应力值出现极大值,距离孔壁的残余应力分布呈现先增大后减小的规律。孔壁的显微硬度趋势保持一致,阻抗阈值越大时,其平均值也越大。微观组织反映孔被强化后的痕迹,被强化试件疲劳断口齐整,组织均匀,有明显被压实的现象。结论超声冲击强化工艺适合小孔构件强化,疲劳寿命最大提高3.1倍,孔口表面形成了有效的残余压应力场,孔内表面显微硬度提高了1倍。     

弯管接头开裂分析

某飞机飞行后例行检查时,2次发现回油路上与油滤相连的铝直角弯管接头出现漏油现象,经检查弯管接头螺纹部位发生开裂。通过外观检查、断口宏微观观察、断口定量分析、能谱分析、硬度检测和金相检验等方法对开裂铝直角弯管接头进行了分析。结果表明:弯管接头开裂性质为疲劳断裂,裂纹起源于弯管接头外壁表面;A弯管接头受到较大起始应力,在振动应力的作用下裂纹进一步扩展;B弯管接头螺牙底部的裂纹应在较大应力下快速扩展形成。     

装载机销轴断裂分析

某厂家生产的销轴在使用过程中多次在同一部位发生断裂。采用断口分析、化学成分分析、金相组织分析、硬度检验及CAE模拟受力分析等试验方法对两个销轴的断裂原因进行了分析。结果表明：销轴径向油孔位置具有随机性,当油孔位于最大弯曲应力一侧时,由于油孔的应力集中作用,导致油孔口位置的应力过大,在油孔口位置萌生疲劳裂纹,故油孔位置不合适是销轴断裂的主要原因。另外,销轴表面硬化层深度偏低,降低了失效件的疲劳强度,也是销轴早期疲劳断裂的重要原因。因此,通过在销轴生产时避免将油孔置于弯曲应力最大的一侧,同时增加表面硬化层的深度,可有效地避免类似故障的发生。