某型飞机承力框腐蚀开裂分析与新型战机的腐蚀控制

综合分析了某型机承力框腐蚀开裂的基本特征.通过实验室模拟,研究了其腐蚀开裂机理,确定其原因是由于该框LC4CS铝合金与油箱抗老化涂层在接触条件下发生剥落腐蚀,致使板的有效厚度下降到一定程度而导致的开裂.温度、湿度及铝合金与橡胶涂层接触的紧密程度均是导致腐蚀开裂的显著影响因素.在调研分析某型飞机在湿热环境下腐蚀特点的基础上,提出了新一代战斗机腐蚀控制的基本思路.     

某发动机二级涡轮叶片断裂失效分析

在叶片断口宏微观断裂特征观察的基础上,结合叶片的金相组织、力学性能、硬度以及化学成分等,对叶片断裂失效的原因进行了研究.结果表明,发动机二级涡轮叶片失效是由于其中一片涡轮叶片低周疲劳断裂所致.该叶片的低周疲劳断裂失效与源区附近的R槽中的微裂纹、Zr含量偏高、HRC偏高以及断裂处在高应力区等因素有关,且叶片经历了短时超温,其温度约在1050～1100℃之间.     

某尾减齿轮齿面损伤与断齿分析

某尾减输出主动齿轮在长试过程中出现齿面损伤和断齿。对断齿齿面的宏观特征、微观形貌、显微组织和渗层深度进行了观察、测试与分析。结果表明，齿面损伤是粘着磨损导致的浅层片状剥落，齿的断裂起源于剥落处，为脆性疲劳断裂。齿轮在运转过程中出现偏载是导致早期失效的主要原因。     

高压气-固自蔓延高温合成h-BN-SiO2陶瓷材料的研究

采用高压气-固自蔓延高温合成法制备了密度为1.79g/cm3崐的h-BN-SiO2陶瓷,其抗弯强度和硬度分别为76MPa和212(HV),分析了氮气压力和初始孔隙率对反应物点燃和产物的影响,结果发现在适当的初始孔隙率和氮气压力条件下(48%ρ52%,75MPap(85MPa)可以得到没有裂纹的产物. 产物中的片状h-BN颗粒为各向同性,高的氮气压力导致h-BN颗粒尺寸较大,同时发现产物中SiO2以玻璃相的形式存在于晶相B7O的边缘,B7O的产生与原料SiO2及其氧化物杂质有关.     

Al-TiO2-C-Ti-Fe体系的燃烧模式研究

采用与计算机相连的快速图像采集系统对Al-TiO2-C-Ti-Fe体系的燃烧模式进行研究。结果表明，燃烧波蔓延模式随着Fe含量的增中即绝热温度的降低，由稳定的平面燃烧逐渐转化为非稳定的多点波动燃烧，然而随着Fe含量进一步增加，燃烧模式又转化为稳定的平面燃烧。     

SHS/PHIP制备TiC-Al2O3/Fe复合材料的性能

对SHS/PHIP技术制备出的TiC-Al₂O₃/Fe复合材料的性能进行了测试和分析。结果表明,TiC-Al₂O₃/Fe复合材料具有良好的综合力学性能。材料具有很高的比刚度。金属Fe相的加入,较大地提高了材料的抗弯强度和断裂韧性。TiC-Al₂O₃复相陶瓷为典型的脆性断裂;随着Fe含量的增加,材料具有明显韧性断裂的特征。      

SHS／PHIP技术制备TiC—30Fe金属陶瓷的显微组织及形成过程研究

通过自蔓延高温合成结合准热等静压法制备出了致密度为９６．３％的ＴｉＣ－３０ｗｔ％Ｆｅ金属陶瓷。分析了金属陶瓷的结构和组织，讨论了ＳＨＳ／ＰＨＩＰ制备金属陶瓷的材料结构形成过程。结果表明，金属陶瓷由近乎球形ＴｉＣ颗粒和Ｆｅ粘结相组成。粘结相Ｆｅ与ＴｉＣ之间有一较薄扩散层。     

飞机起落架轮轴修理后的镉脆可能性

一批经镀镉后的4340钢制飞机起落架轮轴在修理时未退镉并进行了274℃去应力退火，通过室温拉伸、不同温度下的持久试验，以及断口分析，金相检验和能谱成分分析，确定轮轴在常温或高温下无拉应力时，镉并未渗入基体，因此轮轴在修理后使用不存在镉脆的可能性。     

钛合金在500℃～650℃下的氧化行为研究

采用XPS试验对Ti811钛合金在500℃～650℃下、50h的氧化行为进行了分析，利用扫描俄歇微探针对氧化后试样表面的氧影响区进行了研究，并对其影响机制进行了探讨。结果表明，温度为550℃时，试样表面生成的氧化膜较致密；温度在500℃～600℃之间时，试样表面氧化膜的厚度随温度的增加的幅度较小，温度高于600℃后迅速增加；而氧缓慢扩散区厚度则在500℃～650℃之间随温度的升高持续增加。     

某连杆断裂失效分析

某连杆在装配后的校直过程中在截面突变处发生断裂.连杆材料为9Cr18,车加工后经淬火 回火处理.对连杆的断口进行了宏微观观察和能谱分析,检查了连杆的金相组织和硬度,并在实验室模拟试验中再现了故障.在此基础上,确定了连杆的断裂性质和断裂原因.试验结果表明,连杆断裂起源于台阶根部的截面突变处,断口以韧窝 第二相粒子的特征为主,断裂性质为过载断裂.分析表明,连杆硬度过高导致的脆性和大量碳化物的存在是导致连杆断裂的主要原因;连杆截面突变处的应力集中也对连杆的过载断裂起着重要的促进作用.