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针对直升机杆端关节轴承杆端体多次出现断裂故障进行失效分析,通过断口宏微观观察、材质检测、能谱分析、裂纹源周围特征观察以及疲劳试验件断口分析等,结合对未装机国产件和进口件杆端体内壁加工表面观察对比,分析出故障件的断裂性质为疲劳断裂,断裂起源于杆端体内壁与轴承外圈的微动磨损处,故障件发生微动磨损的原因与杆端内壁表面加工方式不合理有关。为深入查找原因,对改进工艺后的同一型号国产件通过不同装配方式进行疲劳试验性能分析和疲劳断裂件失效分析,得出采用温差装配改进后的轴承可最大程度的降低发生疲劳断裂的风险。 相似文献
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故障发动机被拆解后发现固定连杆轴瓦的螺栓发生了断裂,通过对断裂失效螺栓件进行宏观观察、化学成分分析、金相组织分析、力学性能测试及SEM断口形貌观察,确定了螺栓断裂的原因。结果表明,连杆螺栓断裂失效的主要原因是调质处理过程中回火不完全,组织中存在淬火马氏体,以及螺栓在滚丝过程中存在微裂纹缺陷,引起低周疲劳断裂。 相似文献
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采用光学显微镜及扫描电子显微镜结合常规试验方法对使用了近200h后断裂的发动机用30Ni4CrMoA螺栓进行了断口形貌、组织、硬度、化学成分等综合分析,确定了螺栓断裂的性质为单向弯曲疲劳断裂,螺栓自身垂直度不好或装配不当,局部应力超过了其疲劳极限,导致其提前断裂. 相似文献
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通过断口(宏观)形貌分析、微观组织分析、化学成分检测以及硬度测试等手段对SCM435钢发动机缸盖螺栓的疲劳断裂进行失效分析。结果表明,失效SCM435钢缸盖螺栓的化学成分和显微组织合格,硬度符合技术要求。失效样件1的断裂原因为表面脱碳引起的脆性断裂,螺栓断裂部位的表面脱碳层宽为120μm;失效样件2主要是非金属夹杂物所引起的疲劳断裂,近球状的CaS-CaO-Al2O3-MgO复合型冶金夹杂物造成了沿晶裂纹。对材料的塑韧性、表面脱碳及非金属夹杂物等指标,提出了改善建议。 相似文献
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某型无人机在试飞试验中螺旋桨的4根30Cr Mn Si A联接螺栓发生早期断裂失效故障。综合材料失效分析、表面完整性分析、断裂强度分析、结构动力学分析、载荷-时间历史分析、螺纹联接设计分析和螺纹加工工艺分析的多学科分析方法,确定了造成接螺栓早期断裂失效的多重因素。结果表明,除4号螺栓外,其余3根螺栓均属于疲劳断裂失效。造成疲劳断裂的主要原因如下:该无人机海运中联接螺栓未进行腐蚀防护,导致螺栓遭受了海洋大气环境腐蚀,加上较大的螺栓预紧力,螺纹根部产生了腐蚀剥落和应力腐蚀损伤,大幅降低了螺栓的抗疲劳性能;试飞时发动机工作转速与螺旋桨的1节径3阶模态固有频率吻合,致使螺旋桨产生了共振,从而使联接螺栓遭受了共振疲劳载荷作用。在此基础上提出抗疲劳建议:在储运和使用中对螺栓进行腐蚀防护;避免发动机长时间工作在共振转速附近;应采用滚压加工螺纹以提高螺栓的疲劳强度;调整螺旋桨盘螺栓孔的位置,降低螺栓工作载荷;将螺钉联接设计改为螺栓联接设计,以避免铝合金内螺纹变形;适当减小螺栓预紧扭矩,以降低疲劳载荷的平均应力水平。 相似文献
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为了获得MW级风机轮毂QT350-22LT的高周疲劳寿命.通过拉-拉高周疲劳试验获得其疲劳极限,并通过数值模拟的方法确定QT350-22LT是否能够作为轮毂材料.疲劳试验在PW3-10程序控制高频万能疲劳试验机进行,采用实际生产的附铸试块进行拉-拉高周疲劳试验.试验结果表明:获得的兆瓦级风电轮毂QT350-22LT的疲劳极限值为250MPa,根据数据绘制的S-N曲线的拐点在290MPa;疲劳源的位置不同,所产生的瞬断区断口形貌也有所差别.对轮毂本身所能承受的最大应力进行有限元分析,得到最大应力为156MPa.应力集中部位的值没有超过材料的疲劳极限,这证明球铁QT350-22LT能够满足风机轮毂设计的应力要求. 相似文献
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发动机连杆螺栓发生断裂失效,通过断口宏微观观察、金相组织检查、硬度及拉伸性能测试、螺纹尺寸测量和化学成分分析,对连杆螺栓断裂原因进行了分析。结果表明:螺栓的断裂性质为疲劳断裂;螺栓的金相组织及化学成分未见异常,硬度及拉伸性能符合要求,螺纹尺寸不符合标准要求。综合分析认为:螺栓发生松动是螺栓断裂的根本原因;螺栓松动与装配时预紧力过小和螺纹直径偏小有关。针对断裂原因,提出了预防措施。 相似文献