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直升机尾桨连杆组件失效分析 总被引:1,自引:0,他引:1
直升机在飞行降落时尾桨操纵连杆发生断裂,对断裂的尾桨连杆组件损伤及磨损情况进行外观检查,宏微观观察分析连杆断口,并对连杆的材料成分、金相组织和硬度进行检查。结果表明:连杆的断裂性质为疲劳断裂,疲劳起源于螺纹根部,疲劳区占断口总面积80%以上;连杆端部的球轴承产生了异常的磨损。分析认为:由于连杆端的球轴承产生了异常的磨损,导致其对连杆的限位功能不良,连杆发生轻微偏转使连杆上形成了附加的弯曲应力。该应力与连杆上的工作应力叠加,造成连杆发生了疲劳断裂。此外,对连杆硬度的检测表明连杆的硬度仅为HRC 22.7,说明其强度较低,疲劳抗力较差,也是连杆容易发生疲劳断裂的原因。 相似文献
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单晶高温合金损伤与断裂特征研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了单晶高温合金在持久、拉伸和低周疲劳条件下的损伤与断裂特征。结果表明:单晶合金高温持久微观断裂方式为沿原始微孔洞扩展的微孔聚集型断裂,中温持久微观断裂方式为微孔聚集型断裂与滑移剪切断裂共存的混合型断裂;高温拉伸首先在内部以微孔聚集型模式开裂,最后阶段以滑移剪切的方式发生断裂,微孔聚集型断裂过程占主要地位,中温拉伸以纯滑移剪切的方式发生断裂,断口由一个平面组成;低周疲劳断裂由裂纹萌生、裂纹稳定扩展和裂纹失稳扩展3个阶段组成。断口呈现多源开裂特征,疲劳裂纹一般萌生于表面。疲劳裂纹扩展初期断口基本与主应力方向垂直,随着疲劳裂纹扩展,断口表现为与主应力约成45°的平面特征。 相似文献
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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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飞机操纵系统钢索断裂原因分析 总被引:4,自引:0,他引:4
某型飞机在飞行减速收油门时,发动机操纵钢索突然发生断裂失效,导致发动机停车。通过断口宏微观观察、化学成分分析、极限拉力测试及钢丝表面痕迹观察,并结合理论分析和疲劳试验对飞机操纵系统钢索进行了综合分析,探讨了操纵钢索发生断裂的原因。结果表明:钢索的断裂是以弯曲应力为主要控制因素的疲劳断裂,钢索与滑轮及钢丝与钢丝间的磨损促使了疲劳裂纹的萌生。通过改进滑轮与钢索的直径设计及改善钢索与滑轮槽接触面的润滑条件,提高了操纵系统的疲劳寿命。 相似文献
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圆柱螺旋弹簧的正断/切断型疲劳断裂模式与提高其疲劳断裂抗力的途径 总被引:5,自引:3,他引:2
结合承受扭转切应力和轴向正应力圆柱体的受力分析,讨论了圆柱螺旋弹簧发生的正应力断裂,纵向以及横向切应力断裂等3种疲劳断裂模式。结果指出,喷丸引入的残余正应力(即应力强化机制)只影响正应力而不影响纵/横向切应力断裂模式的疲劳强度(寿命)。但喷丸引起表面形变层内的组织结构改性(即组织结构强化机制)却能提高所有3种断裂模式的疲劳断裂抗力。 相似文献
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本文对某活塞发动机承受压缩交变载荷的进气门外弹簧断裂的性质及原因进行了综合分析。通过对弹簧进行断口分析、痕迹分析、金相分析、受力分析以及模拟试验等,确认了该弹簧的失效性质为起源于弹簧外表面的早期疲劳断裂。造成该弹簧早期疲劳断裂的原因为:弹簧在镀镉前电解工序过程中,弹簧外表面与阴极板电极接触放电造成电接触损伤,在弹簧表面形成了电接触损伤凹坑,导致弹簧的疲劳寿命大幅度降低,在工作载荷作用下,从电接触损伤凹坑位置萌生疲劳裂纹并发生早期疲劳断裂。 相似文献
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