航空发动机整体叶环叶片裂纹分析

经锻造热处理和热等静压工艺处理后的整体叶环叶片在振动疲劳试验中出现裂纹,通过宏观检查、断口宏微观分析、材质分析、力学性能试验和有限元应力模拟等手段,对叶片的裂纹性质和萌生原因进行分析与研究,并提出改进建议。结果表明：整体叶环叶片裂纹性质为高周疲劳,疲劳裂纹起源于叶片叶背侧表面最大应力区;整体叶环叶片在热等静压工艺处理后存在平直晶界连续α膜,抗疲劳性能明显降低,导致疲劳裂纹过早萌生。     

某型航空发动机封严片的材料优化和组织演变研究

封严片在航空发动机的密封和减振中起到关键作用。针对某型航空发动机多次发生因封严片硬度低导致的开裂和变形问题,提出了将封严片材料由固溶态GH600材料更换为冷轧态GH5188材料的优化改进方案。试验结果表明,冷轧态GH5188材料封严片在设计许用上限温度条件下保温100h后,硬度依然可保持在350HV以上的较高水平,且即使经历一定的短时超温后,硬度仍能与改进前封严片的硬度相当。提出的优化改进方案效果明显,可以保证封严片长期工作可靠性,具有良好的工程实用价值。     

GH738高温合金涡轮机匣开裂原因

采用形貌观察、成分分析、组织观察、性能测试、热模拟试验等方法对某型航空发动机GH738高温合金涡轮机匣开裂的原因进行了分析,探讨了裂纹的性质及产生机理.结果表明:失效机匣中裂纹的性质为疲劳裂纹,裂纹源位于机匣前安装边挂钩外表面.机匣前安装边挂钩处的局部区域温度达到850～900℃,超过了GH738合金的允许使用温度(810℃),导致组织中γ'相体积分数降低,合金的力学性能和抗疲劳性能降低,从而促使了机匣过早疲劳开裂.     

某型飞机转接环螺钉断裂原因

某型飞机转接环和发动机安装边的连接螺钉发生断裂。采用宏观观察、化学成分分析、扫描电镜及能谱分析、金相检验、十字槽深度检测、力学性能测试等方法对螺钉断裂原因进行分析。结果表明：飞机服役时，含有氯元素的腐蚀性介质沉积在螺钉十字槽处，且螺钉的十字槽深度超出标准要求，使该部位产生应力集中，在二者的综合作用下，十字槽根部发生应力腐蚀开裂，裂纹由十字槽根部向外表面扩展，最终导致螺钉发生断裂。