摘要：某涡轴发动机在厂内试验运行至656.4 h时,一件燃气涡轮叶片在榫头伸根段断裂。通过研究叶片裂纹分布、断口宏观和微观形貌以及开裂部位的应力状态,分析了该叶片断裂原因。结果表明:叶片失效性质为疲劳,疲劳裂纹起源于榫头伸根段排气侧内部第1冷却腔内表面;该型叶片榫头冷却结构设计未考虑应力集中,冷却通道出现较大转角,产生较高水平应力,最终导致叶片断裂和开裂。

摘要：电连接器组件的失效概率在电子元器件失效中所占比例较大,其失效会影响整个系统的可靠性。本文总结归纳了电连接器组件的典型失效模式、特征及原因,并提出了预防措施。结果表明:断路主要是由接触体和接触体尾端电缆的断裂所致;短路(击穿)主要是由本该绝缘的2个零件距离过近或导电多余物的进入等所致;电参数漂移主要是由接触体之间、接触体尾端与压接电缆之间接触电阻过大所致。电连接器组件失效的根本原因有材料、设计、工艺、服役等,因此必须统计和分析更多的失效案例,为预防电连接器组件的失效提供数据支撑。

摘要：复合环形气瓶爆破压力58 MPa,未满足60 MPa设计指标。气瓶水压爆破试验前依次经强度试验、气密性检查和疲劳试验。气瓶外层缠绕芳纶纤维,内衬为TC4钛合金超塑成形后激光焊接。运用多种分析手段开展内衬裂纹及断口的宏微观形貌分析、特征微区化学成分测定、焊缝金相组织检查。结果发现:在内衬内焊缝收弧焊趾部位存在裂纹源,裂纹源由数个微氧化脆性准解理小平面组成,源区与瞬断过渡区有疲劳条带特征。分析表明,裂纹源形成于焊接过程,在疲劳试验中发生疲劳扩展,而后爆破试验因裂纹前端应力强度因子达到临界值而发生失稳爆裂,裂纹性质为氢脆裂纹,属焊接气体保护不充分引起的环境吸氢。

摘要：对断裂叶片进行材质和断口等综合分析,确认高压压气机Ⅰ、Ⅱ级叶片断裂的特征和失效模式,明确叶片断裂失效与材料的力学性能等冶金因素无关。结果显示:高压压气机Ⅰ级叶片断裂为疲劳断裂,为首断件和肇事件;Ⅱ级叶盘所有叶片均为大应力作用下的疲劳断裂,为受害件。Ⅰ级叶盘叶片断裂与承受较大的共振应力有关,属于结构设计问题。进一步的分析表明,压气机Ⅰ级叶盘叶片叶型厚度超差,使得K=3激起的一阶弯曲共振转速更靠近慢车转速区域。疲劳断裂叶片在裂纹萌生处存在明显的横向加工痕迹,降低了疲劳性能。叶片表面较明显的加工损伤对Ⅰ级转子叶片断裂起到一定的促进作用。

摘要：为探讨不同坡口角度对GH536镍基高温合金焊接接头组织及性能的影响,研究了其焊缝中心及热影响区组织、硬度及疲劳裂纹扩展速率。结果表明:随着坡口角度的减小,焊缝尺寸变大,热影响区范围扩大,焊缝中心的组织发生改变,硬度逐渐提高;相同应力强度因子幅条件下,GH536高温合金大角度坡口焊接接头具有较高的疲劳裂纹扩展速率,但小角度坡口的焊接接头疲劳裂纹扩展速率增加相对较快;在设计GH536镍基高温合金焊接坡口时,要综合考虑焊缝开裂的难易程度及疲劳裂纹扩展速率。

摘要：飞机在经历约1 000个起落后的大修时,磁粉检测发现约60%的起落架调节接头存在开裂现象。通过断口宏观观察、微观观察、硬度检测和组织分析,确定起落架调节接头开裂性质为疲劳开裂,开裂原因主要与调节接头转接处安全裕度不足有关。调节接头为寿命件,试验件存在90%以上的疲劳扩展区域,说明调节接头具有较强的抗裂纹扩展能力。基于损伤容限设计和断裂力学对起落架接头寿命反推方法进行分析和阐述,通过反推方法的实施可实现对带裂纹接头的安全使用性以及可维修性进行评价。

摘要：发动机第二寿命期到寿后返厂大修,在进行荧光检测时,发现TC17钛合金的高压压气机一、二级盘组合件连接鼓筒的三道封严齿处出现宏观裂纹。通过对连接鼓筒裂纹的分布、形态及走向进行宏、微观分析,并对裂纹打开断口进行分析,以及检查鼓筒周向4个位置的封严齿处的磨损及烧伤情况,结果表明:高压压气机一、二级盘鼓筒裂纹性质为疲劳开裂;疲劳裂纹产生的原因是封严环篦齿与蜂窝环设计间隙过小,发动机工作时出现严重对磨,产生高温,磨损导致的温升由于钛合金导热率低而不能及时传导,导致齿顶基体组织出现过热甚至过烧现象,材料性能下降,在发动机高速旋转时的对磨应力作用下,疲劳裂纹萌生和扩展。通过放宽封严环篦齿和蜂窝环之间的设计间隙,适当的改善蜂窝环的制造工艺,降低蜂窝环硬度,从而解决了此类故障。

摘要：通过对由发纹引发失效案例的简要介绍,讨论工程上发纹缺陷的常见形态、特点,以及发纹缺陷的常见危害。分析认为,发纹在材料中的表现形式多样,既有近一维线状形态也有二维片状形态,甚至在小角度切面上可以呈现三维缺陷形态;既有断续、连续分布走向一致的长发纹,也有粗短、随机分布的短发纹。发纹的微观表现形式和内容物也不尽相同。发纹缺陷常见的危害除了促进裂纹萌生外,还体现在引发无损检测伪裂纹显示、形成不可接受表面缺陷、导致密封结构泄漏失效等诸多方面。通过对发纹缺陷表现形式、工程危害进行研究总结,能更为准确地判断发纹成因,针对性地提出预防措施和检验评价方法,有助于在结构设计初期提出必要的结构设计、材料与检验要求,提高产品的质量和可靠性。

摘要：主桨叶大梁服役800 h多后发生断裂,当大梁裂纹穿透壁厚时,压力传感器无压差告警,引起后续大梁的持续扩展直至断裂。通过对大梁断口开展宏微观观察和断口定量分析,结合外场飞机载荷谱分析,给出大梁在不同阶段的扩展速率,并通过模拟桨叶裂纹扩展进行验证,获得主桨叶大梁的扩展寿命约为40个起落,萌生寿命为2097个起落,反推效果较好。通过断口定量给出的结果,弥补外场监测不到位的不足,为排故提供方向,为主桨叶大梁寿命评估和设制定检周期服务,可为大梁损伤容限进行评价,当裂纹穿透壁厚压力传感器告警后的损伤容限周期至少为10个起落。

摘要：车辆履带在拆卸维护过程中发现部分限位块有裂纹,对装配完一段时间未出厂的履带进行检查,发现也有部分限位块存在裂纹。为了确定限位块的开裂性质和原因,开展宏微观观察、能谱成分分析、金相组织检查、硬度测试、H含量测定以及排查对比试验。结果表明:限位块开裂性质为氢致延迟脆性开裂;限位块材料硬度接近设计上限并且脆性较大,本身具有较高的氢脆敏感性;渗锌过程中引入H导致限位块表层H含量较高,是限位块发生氢脆开裂的主要原因。调整渗锌工艺,防止渗锌过程中引入H,可有效预防限位块氢致裂纹的产生。