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针对滨海发射场用于低温管路法兰连接的高强度螺栓的环境腐蚀断裂问题进行失效机理分析.结合螺栓所处"高温、高湿、高盐雾"环境及低温高压工况,讨论分析了盐雾腐蚀、应力作用、微观形貌、化学成分及硬度等影响因素.结果表明,螺栓显微硬度均值(108HRB)超标,材质中C、S、Cr含量异常,螺栓实际受力达到许用应力的60%以上,微观组织裂纹均为典型的应力腐蚀裂纹.在海南"三高"海洋腐蚀环境影响下,耐腐蚀性能较差的螺栓在热应力作用下萌生裂纹,产生应力腐蚀,在热应力和拉应力的作用下进行扩展,发生应力腐蚀开裂,螺栓延迟脆性断裂导致失效.最后,针对螺栓应力腐蚀机理,提出了相应的改进措施. 相似文献
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目的研究51Cr V4弹簧钢环箍出现断裂失效原因。方法通过化学成分分析、力学性能分析、断口扫描分析、显微组织分析及能谱分析测试手段,对51Cr V4弹簧钢环箍的断裂模式及失效原因进行分析。结果长时间处于拉应力状态,致使51Cr V4弹簧钢环箍内表面棱边萌生裂纹源;同时,在腐蚀介质和应力的协同作用下,S元素加速腐蚀进程,腐蚀产物积累,加快腐蚀微裂纹的扩展,最终导致应力腐蚀断裂失效的发生。结论通过合理的选材、结构设计和防护工艺,严格控制原材料成分,降低应力水平和环境严苛度,使应力腐蚀出现概率大大减小。 相似文献
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目的 研究腐蚀环境下典型“钛–铝”复合耳片的腐蚀防护性能。方法 开展典型“钛–铝”双耳两层结构的加速腐蚀环境试验,共10个周期。采用扫描电镜(SEM)和能谱(EDS)分析结构的腐蚀形貌、腐蚀产物,研究“钛–铝”复合耳片结构的腐蚀防护性能。结果 在腐蚀环境下,“钛–铝”复合耳片结构中衬套周围异种金属连接部位的电偶腐蚀敏感性高,其他部位防护体系的耐蚀性较好。经过10个周期的加速试验,衬套周围铝合金结构发生较为严重的点蚀,各蚀坑扩展相连,形成较大蚀坑。在第10周期,典型“钛–铝”复合耳片铜衬套周围铝合金蚀坑处出现裂纹扩展,并发生腐蚀疲劳破坏。结论 增强典型“钛–铝”复合耳片结构的腐蚀防护措施,加强典型“钛–铝”复合耳片异种金属接触部位的日常维护,能有效提高结构的腐蚀防护能力。 相似文献
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目的研究7A52铝对接焊拉伸试样、25CrMnSiA钢对接焊拉伸试样的海洋大气应力腐蚀行为。方法利用自行设计制作的恒载荷大气应力腐蚀试验装置,在海南万宁站海洋大气环境中,分别采用7A52铝对接焊拉伸试样、25CrMnSiA钢对接焊拉伸试样进行海洋大气应力腐蚀试验研究。对试验中断裂的试样和未断裂的试样,进行表面腐蚀形貌、断口形貌、显微组织、显微硬度分布等分析。结果 7A52铝焊接件断裂在焊接部位,Cl-富集于SCC部分的含钙或含硫的第二相质点,促进了7A52铝焊接件应力腐蚀开裂。海洋大气应力腐蚀试验的25CrMnSiA钢焊接件断裂在母材部位,而实验室拉伸试验断裂在焊接部位。结论两种焊接件在海南海洋大气环境下均存在应力腐蚀开裂,裂纹萌生、扩展于朝向海洋方向的试样表面,存在"风脆"现象。 相似文献
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通过变化应力比、预腐蚀时间、试验环境,开展2024-T62铝合金薄板长裂纹扩展试验。对试验结果进行处理与分析,给出腐蚀环境下2024-T62铝合金裂纹扩展Paris公式或Walker公式的材料常数,确定上述变化因素对2024-T62铝合金薄板长裂纹扩展速率的影响规律。 相似文献
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目的 减少或避免服役飞机机体的应力腐蚀和腐蚀疲劳开裂.方法 采用短波长特征X射线衍射技术和仪器无损检测飞机铝合金装配模拟件的内部残余应力和装配应力的分布.结果 0.5 mm矩形间隙使下缘条根部上表层产生高达110 MPa及以上的拉应力;0.3 mm矩形间隙使下缘条根部上表层产生约80 MPa的拉应力;0.5 mm楔形间隙使下缘条根部上表层产生的拉应力平均值约55 MPa.结论 利用短波长特征X射线衍射技术能够无损测定和表征铝合金装配件内部应力及其分布,装配间隙使下缘条根部上表层产生较大拉应力,这与服役飞机机身螺接件出现较多非典型裂纹的部位吻合.矩形间隙装配件下缘条根部上表层的拉应力大于相同间隙值的楔形间隙装配件下缘条根部上表层的拉应力,并且,装配间隙越小,产生的拉应力越小.减小螺母靠根部处的装配间隙与螺母靠根部处到壁板距离的比值,将减小装配件的拉应力,减少或避免SCC&CFC的发生,以及非典型裂纹的产生. 相似文献
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目的研究飞机外场条件下适用的腐蚀损伤检测方法。方法针对某型飞机铝合金和结构钢的腐蚀损伤特点,采用X射线CR(计算机放射成像系统,Computed Radiography,简称CR)、X射线DR(Digital Radiography,简称DR)、红外热波检测等无损检测方法对铝合金和结构钢的典型腐蚀损伤件进行检测,优选及并验证适合用于飞机腐蚀损伤的外场检测方法。结果 X射线CR检测方法可检测铝合金和结构钢单层隐蔽腐蚀损伤和多层隐蔽裂纹,X射线DR检测方法可检测铝合金和结构钢单层/多层隐蔽腐蚀损伤/裂纹,红外热波检测方法只可检测铝合金和结构钢单层隐蔽腐蚀损伤。结论相较于X射线CR和红外热波检测方法,X射线DR成像检测方法能够更可靠、便捷地检测铝合金和结构钢单层/多层结构隐蔽腐蚀/裂纹损伤,更适于飞机结构腐蚀损伤的外场检测。 相似文献
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目的针对某型飞机的腐蚀问题开展研究,制定结构腐蚀修理和防腐改进措施。方法对外场飞机的腐蚀情况进行统计归类,对现有飞机防护体系进行梳理,分析结构腐蚀原因和防护体系的不足。在对飞机服役地区环境进行实测的基础上,编制飞机地面停放环境谱和飞机结构局部环境谱。研究制定结构防护体系设计改进措施,并通过加速腐蚀试验验证设计改进效果。结果与结构设计改进前的原始状态相比,防腐改进后的结构日历寿命提高1.6~5倍。结论飞机防护体系薄弱的情况下容易引发多种类型的腐蚀问题;系统地对飞机结构腐蚀问题进行治理,才能取得令人满意的效果。 相似文献
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目的 针对发动机钛合金部件在热盐环境与工作载荷下的寿命衰减问题,开展TC11钛合金热盐腐蚀疲劳与应力腐蚀试验,研究腐蚀环境下TC11的高温寿命衰减规律与失效机理。方法 利用喷盐法制备TC11钛合金试验件,研究不同温度与应力水平对TC11腐蚀疲劳以及应力腐蚀的影响规律。利用SEM等观测手段,开展腐蚀疲劳以及应力腐蚀试样断口与表面的形貌分析,分析腐蚀环境下的失效机理。结果 热盐腐蚀环境导致TC11的寿命显著降低,对比450 ℃下无腐蚀寿命,腐蚀疲劳寿命下降了2个数量级,应力腐蚀寿命下降到不足1%,且分散性较大。观察腐蚀疲劳和应力腐蚀的试样可以发现,表面有明显的腐蚀坑,腐蚀坑底发现裂纹。结论 热盐环境下,TC11腐蚀疲劳寿命和应力腐蚀寿命都会明显下降。由于腐蚀导致钛合金试样表面产生许多腐蚀坑,在腐蚀坑局部形成近似缺口,缺口部位的应力集中是导致腐蚀疲劳寿命衰减的重要因素。腐蚀疲劳的寿命低于Kt=1的无腐蚀疲劳寿命,但是要大于Kt=3的无腐蚀疲劳寿命。 相似文献
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目的 探讨平衡肘断裂原因,消除故障隐患和防止类似问题发生。方法 采用单反相机、扫描电镜、金相显微镜、硬度计、电感耦合等离子体原子发射光谱仪等对平衡肘故障件的宏观形貌、微观形貌、显微组织、硬度、化学成分等开展表征分析。利用ANSYS有限元软件对内花键进行应力分析,并对2次淬火的试样尺寸进行测量。结果 右4平衡肘裂纹源断口为撕裂和沿晶的混合断裂,断口芯部为解理断裂;右2平衡肘断口内表层淬火层为沿晶和韧窝的混合断裂,芯部为韧性断裂。故障件显微组织和化学成分均无明显变化,仅表面硬度值较实验前降低了7%~9%。断裂失效原因是由于内花键二次高频淬火后收缩变形,齿根圆弧部位在腐蚀介质和交变载荷的共同作用下因应力集中而形成裂纹,在后期循环应力作用下,裂纹继续扩展导致疲劳断裂。结论 从加强腐蚀控制和热处理的角度出发,通过选用抗腐蚀性能好的材料、进行表面防护处理、控制车体环境的湿度和温度等加强腐蚀控制,并增加采用电脉冲等方式对变形花键齿进行修形工序严格控制尺寸范围,避免产生过大拉应力,确保装备质量。 相似文献
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目的针对铝合金结构展开腐蚀预测方法研究,为飞机铝合金结构腐蚀损伤经济修理提供支撑。方法采用基于对数正态分布的统计学方法,开展飞机铝合金结构服役环境下的腐蚀损伤分布规律研究,并在此基础上进一步开展基于概率的腐蚀损伤预测方法。结果使用对数正态分布对腐蚀损伤分布进行描述是可行的,基于对数正态分布的概率腐蚀损伤预测方法在不同可靠度下精度有所差异。结论基于对数正态分布所建的腐蚀损伤预测模型可以实现对腐蚀损伤的预测。服役环境下,飞机铝合金结构腐蚀深度、体积及面积的扩展速率随时间的增长逐渐减缓。 相似文献
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