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航空发动机风扇叶片产生了裂纹故障。通过对故障叶片进行外观检查、断口分析、叶尖端面检查、化学成分分析、硬度检测及金相组织分析,确定了风扇叶片裂纹的性质和产生原因。结果表明:风扇叶片裂纹为高周疲劳裂纹;钛合金风扇叶片与镍包石墨涂层摩擦相容性差,叶片与机匣镍包石墨涂层发生严重摩擦是导致叶片产生早期疲劳开裂的主要原因;同时,结构的应力集中以及振动应力也会引起疲劳裂纹的萌生及扩展;并提出了相应的改进建议,避免类似故障的发生。 相似文献
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航空发动机高压涡轮盘辐板裂纹分析 总被引:1,自引:0,他引:1
航空发动机高压涡轮盘在外场使用后大修时,荧光检查发现后封严臂根部有裂纹显示。裂纹位于涡轮盘辐板与后封严臂转接R处,沿圆周分布,宏观上不连续。为查明涡轮盘产生裂纹的原因,本文对故障件的外观尺寸进行了检查,对开裂涡轮盘的化学成分和力学性能进行了测试,对断口进行了宏观和微观观察,并对涡轮盘裂纹处进行了应力分析和疲劳寿命评估以及实物件模拟试验,实现了故障再现。试验和分析结果表明,涡轮盘辐板与后封严臂转接R处的裂纹性质为低周疲劳裂纹,该位置的应力过大是裂纹形成的主要原因。 相似文献
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发动机工作过程中压气机叶片断裂,分解检查后根据损伤情况确定了首断件;通过对首断件断口宏观分析,确定断裂性质为疲劳断裂,起始于进气边一侧;断口显微分析结果表明:叶片断裂系起始于腐蚀损伤的疲劳断裂;漆层分析表明基体腐蚀损伤的原因是断口区漆层破损,在高湿和含盐环境下,腐蚀介质沉积在漆层破损处,叶片在破损处出现晶间腐蚀,萌生裂纹并扩展,直至断裂,漆层破损的原因为外来物打伤;针对故障原因,细化了发动机低压压气机二级转子叶片外场检查方法。 相似文献
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针对航空发动机尾喷管弹性片多次出现裂纹故障,利用视频显微镜、扫描电镜等设备,通过对弹性片进行外观检查、断口分析、能谱分析、金相检查以及流场和应力分析等方法,确定弹性片裂纹性质和产生原因。结果表明:故障弹性片裂纹性质为多源疲劳,起源于弹性片薄板间的焊缝位置;飞机垂直尾翼处流场异常,造成气动载荷较大,是弹性片产生裂纹的主要原因;同时,弹性片选用0.5 mm厚的TC2薄板强度储备不足,焊缝位置存在未焊合缺陷,形成较大的应力集中,降低了弹性片的抗疲劳性能,促进了疲劳裂纹的萌生。提出相应的改进建议,避免类似故障的发生。 相似文献
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对秦山核电站320 MW汽轮机静叶裂纹产生的原因进行了分析,从母材的材质性能、裂纹倾向、焊接拘束及应力状态等方面,对静叶焊接修复的可行性进行了分析,针对马氏体不锈钢的焊接修复特点,分析了不同的焊接修复方案,制定了合理的修复焊接工艺,着重阐述了裂纹挖补、焊前预热、母材小热输入焊接、焊后热处理及焊后PT检查等一系列修复措施。 相似文献
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Vibration fatigue is the main failure mode of compressor blade. Evaluating the vibration stress of blade that leads to cracking is very useful for analysis of vibration fatigue. In this paper, fatigue stress estimation methods by quantitative fractography were studied through experimental blade and in-service first-stage compressor blade in order to evaluate the initiation vibration stress of in-service blade. The analysis process of initiation vibration stress was established. The evaluating result of vibration stress of in-service blade subjected to centrifugal force and bending vibration stress agrees with aero engine test result. It is shown that the evaluation method can not only evaluate the equivalent fatigue stresses of different crack depths but also yield the initiation equivalent fatigue stress. 相似文献
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