差速器螺栓失效行为研究

目的研究车辆差速器螺栓失效原因。方法在化学成分、非金属夹杂物、力学性能、金相组织、断口形貌等检测分析的基础上,研究车辆差速器螺栓的失效行为,推断失效原因。结果差速器螺栓化学成分、氢含量、心部硬度及金相组织、材料抗拉强度及屈服强度等均未见明显异常,断口有明显的疲劳断裂特征,螺纹表层存在脱碳现象,脱碳层深度约为0.07 mm。裂纹起始于螺纹根部,裂纹两侧无脱碳现象,螺纹表面及裂纹内部均未见腐蚀产物。结论由于表面脱碳使得差速器螺栓表面硬度及疲劳强度降低,而螺纹根部存在的应力集中使早期裂纹在螺纹根部产生,并在交变载荷作用下进一步扩展,进而最终导致疲劳断裂。     

汽车用后稳定杆失效分析

目的研究汽车用后稳定杆断裂失效原因。方法通过金相组织、力学性能分析、材质分析、电镜扫描分析测试手段,对汽车用后稳定杆断裂失效原因进行分析。结果断裂的车用后稳定杆裂纹源处表面存在原始轧制折叠缺陷,在台架试验过程中引起应力集中,为疲劳裂纹的萌生提供了有利条件,导致短时间内疲劳断裂。结论通过提高原材料线材入厂采购质量,加强轧制工艺过程控制,加大探伤排查力度,提前控制排除缺陷产品,有效杜绝了后稳定杆断裂失效情况再次发生。     

汽车用钢板弹簧失效分析

目的 研究汽车用钢板弹簧断裂失效原因.方法 通过宏观分析、金相检验、力学性能分析、材质分析、断口电镜扫描及能谱分析等测试手段,对汽车用钢板弹簧的断裂失效原因进行分析.结果 汽车用钢板弹簧的失效模式为疲劳裂纹源于表面腐蚀坑处的高周腐蚀疲劳断裂.首先,板簧表面存在异常磨损,导致防护漆层局部脱落,裸露的金属基体在腐蚀环境下出现表面腐蚀坑,外界拉应力作用及腐蚀坑底部应力集中叠加导致早期疲劳裂纹在腐蚀坑底部萌生并扩展.其次,板簧表面存在脱碳现象,导致板簧表面硬度及强度降低,表面耐腐蚀性能下降,为早期疲劳裂纹的萌生创造了条件.结论 控制热处理质量,避免表面脱碳;做好定期维护保养,在簧片间加石墨润滑剂,防止长时间干磨或挤压碰撞导致漆层早期脱落;及时清理附着的泥水,减小腐蚀几率;对存在隐患的在用板簧及时更换.     

钢板弹簧断裂失效行为研究

目的研究汽车钢板弹簧断裂失效的原因。方法通过化学成分分析、硬度测试、断口形貌分析、金相组织分析等手段研究汽车钢板弹簧的失效行为。结果由于表面脱碳层过深,使得表面疲劳强度及耐蚀性降低,同时因长时间腐蚀作用在表面产生腐蚀坑及腐蚀裂纹,并且在循环外力作用下,腐蚀缺陷处产生应力集中,早期裂纹萌生于表面腐蚀缺陷处并扩展,最终导致腐蚀疲劳断裂。结论通过控制热处理条件、增加加工余量并去除脱碳层、表面喷丸处理等措施,钢板弹簧表面耐蚀及抗疲劳性能大幅提高,可有效避免脱碳引起的腐蚀疲劳断裂。     

18CrNi4WA 钢渗碳针阀体开裂失效分析

目的研究18CrNi4WA钢渗碳针阀体开裂失效原因。方法通过化学成分分析、断口扫描分析、金相组织分析、能谱分析等测试手段,对18CrNi4WA钢渗碳针阀体的断裂模式及失效原因进行分析。结果针阀体失效件原始材料符合针阀体制造要求,但渗碳淬火温度过高,未得到最优的渗碳层组织,燃油中存在的硫元素导致喷油孔位置产生严重腐蚀,燃油局部压力的变化导致针阀体表面产生空蚀损伤,裂纹起始于喷油孔圆周面,自裂纹源向外发散呈月牙状,为典型疲劳断裂特征。结论腐蚀与空蚀损伤的协同作用加快裂纹的萌生,使针阀体在热疲劳及机械振动等交变载荷的作用下产生疲劳开裂,使用寿命大为降低。     

凸轮轴顶端断裂原因失效分析

目的研究发动机凸轮轴和螺栓的失效原因。方法在化学成分、硬度、金相组织、断口形貌等检测分析的基础上,研究凸轮轴和螺栓的失效行为,推断整个失效过程的起因件,并分析导致其失效的原因。结果凸轮轴金相组织、表面和心部硬度无明显异常,断口表面有明显的疲劳断裂特征,裂纹起源于凸轮轴的螺栓孔壁,此处为凸轮轴热处理过程中的感应淬火和非感应淬火的交界处。结论凸轮轴顶端螺栓孔在感应淬火过程中产生尖角效应,导致螺栓孔壁被淬透,材料脆性增加,在长期使用过程中导致凸轮轴顶端疲劳断裂,进而导致连接螺栓发生断裂。     

51CrV4弹簧钢环箍断裂失效分析

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。     

滨海发射场低温管路法兰连接螺栓环境腐蚀断裂失效机理

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.     

高强预腐蚀铝合金单轴拉-拉疲劳断口定量分析

目的通过断口定量分析获得7A09铝合金的疲劳裂纹扩展规律,为7A09铝合金结构的寿命评估提供依据。方法使用EXCO溶液对试验件进行预腐蚀,利用疲劳拉伸机进行疲劳加载直至断裂,使用扫描电镜对疲劳断口进行定量化分析。结果疲劳裂纹在试件的腐蚀坑处萌生,从自由界面附近向纵深发展导致试件的断裂。通过断口分析和Paris公式确定了裂纹的萌生寿命和扩展寿命。结论腐蚀之后的试件裂纹萌生寿命占总寿命的比例下降,当裂纹扩展程度较大之后,受腐蚀影响减轻,得出裂纹扩展速率和应力强度因子的关系。     

发动机压气机转子叶片断裂失效分析

某型航空发动机在长期使用后压气机Ⅲ级转子叶片断裂失效.对叶片表面及断口的宏微观形貌进行了观察和能谱分析,并对叶片的组织和硬度进行了检测.研究结果表明,发动机压气机Ⅲ级转子叶片是在存在严重腐蚀损伤情况下发生的振动高周疲劳断裂,空气中的S,Cl元素导致叶片进气边产生严重的腐蚀损伤,对疲劳裂纹的萌生起着重要的作用.     

高速动能弹撞击装甲结构引起的螺栓连接失效及部件过载损伤研究

目的 验证和揭示高速动能弹对装甲结构的损伤机理。方法 聚焦高速动能弹打击装甲目标时,弹道冲击造成的靶标结构连接失效及部件过载损伤这2种损伤效应,以典型螺栓连接为研究对象,采用高速球形弹丸撞击螺栓连接结构的小尺寸试验对数值模拟方法和材料模型参数进行校验。在此基础上,采用数值模拟和冲击响应谱分析方法对高速动能弹打击全尺寸坦克进行模拟分析,获得撞击过程螺栓连接失效特征、主要影响因素及坦克典型位置部件的冲击加速度曲线和冲击响应谱曲线。结果 在小尺寸试验中,动能输入为0.042MJ时,螺栓连接未发生失效;但25.6MJ动能输入全尺寸坦克时,螺栓发生断裂而使连接失效。数值模拟结果揭示了螺栓发生断裂的主要原因。结论 输入动能大小、连接螺栓直径、模拟设备部件质量和撞击位置为螺栓是否断裂的主要影响因素。坦克某些位置的冲击响应谱曲线高于军用标准给出的临界曲线的下限甚至上限,表明这些位置的部件因高过载损伤导致失效的概率较高。     

盐雾环境对军用飞机高强螺栓疲劳极限的影响

目的研究军用飞机高强螺栓在模拟海洋大气环境下的疲劳极限变化。方法采用中性盐雾试验对30CrMnSiA高强螺栓进行预腐蚀试验,试验持续时间为360 h,而后再进行96 hCASS试验。腐蚀后对样品进行疲劳试验,并与未腐蚀的样品进行S-N曲线对比分析,并分析其疲劳断口形貌变化。结果在进行盐雾试验后螺栓发生腐蚀,疲劳极限降低28.4%。结论军用飞机用高强螺栓在模拟海洋大气环境下易发生腐蚀,疲劳极限出现明显降低现象,其主要原因为疲劳试验有效面积减少。     

飞机起落架支柱固定螺栓环境氢脆断裂研究

某飞机起落架缓冲支柱固定螺栓长期使用后断裂.为了确定该螺栓断裂的原因,对断裂螺栓进行了外观检查,断口宏观、微观分析,能谱仪成分分析,金相组织检查、硬度检测以及氢含量测定,结果表明:断裂螺栓的断口具有氢脆断裂特征,其断裂失效性质为环境氢脆断裂;飞机服役期间,螺栓保护不良,致使环境对螺栓造成了腐蚀,腐蚀产生的氢进入螺栓是导致螺栓产生环境氢脆裂纹的根本原因.对螺栓进行保护可有效地避免该类故障的重复发生.     

某型飞机减速板钛合金梁断裂原因分析

简要介绍了某型飞机减速板钛合金梁断裂的情况。采用XL30场发射环境扫描电镜及能谱仪对断口进行了取样分析。结果表明,在减速板钛合金梁销钉孔周围的应力集中区存在点蚀坑。点蚀坑主要是由于在疲劳载荷和CL-的共同作用下,销钉孔周围的应力集中区表面氧化膜破裂和重新生成的不断交替发生而形成的。在疲劳载荷作用下点蚀坑萌生疲劳裂纹源,并逐渐扩展,最终导致结构破坏。     

某型飞机对接螺栓微动疲劳裂纹分析

通过断口形貌观察、X射线能谱检测、痕迹分析等试验方法,对某型飞机对接螺栓产生裂纹的原因进行了分析.结果表明,对接螺栓的裂纹性质为微动疲劳裂纹;表层微动疲劳裂纹产生后,进一步发生了镉脆开裂;微动疲劳裂纹在飞机末次大修前就已形成,在大修镀镉时镉渗入裂纹内部,并导致了对接螺栓在大修后的使用中裂纹发生镉脆扩展.     

某型飞机液压泵安装座螺栓断裂失效分析

目的探究某型飞机液压泵安装座固定螺栓断裂原因。方法通过观察多组螺栓的断口形貌,以及对其进行力学性能测试和材料组织分析。结果螺栓断口边缘无明显的腐蚀氧化特征,有较为明显的氢脆断裂断面特征,螺栓的硬度均超过标准,并未发现有害的夹杂物和磷化物。结论螺栓在制造时可能存在缺陷,硬度超标和除氢不完全是造成断裂的主要原因。并根据分析结果对生产商提出相关建议和检查方向。     

垂尾方向舵悬挂点螺栓断裂分析及改进

目的 分析某型飞机在使用中其方向舵第4悬挂点连接螺栓出现不同程度断裂损伤的原因,并进行设计改进。方法 从宏观和微观2个方面研究螺栓的断口形貌和特征,对螺栓材料进行金相组织分析和力学性能测试,与同类型飞机相同位置螺栓的结构和功能进行对比分析。结果 螺栓断口边缘无明显的腐蚀和氧化特征,无有害的夹杂物和磷化物,硬度及拉伸强度符合材料力学性能要求。该型飞机方向舵第4悬挂点连接螺栓的结构较同类型飞机相同位置的螺栓结构应力集中更加明显,材料强度更低,存在设计缺陷。结论 连接螺栓断裂性质为疲劳断裂,螺栓受到异常的拉伸和弯曲循环载荷作用是导致其疲劳断裂的主要原因。基于裂纹原因及性能对比分析提出的设计改进方案,在螺栓选材、强度、刚度和耐久性等方面符合飞机结构设计规范,经验证,满足飞机装配技术要求,实践表明,能够确保飞机寿命期的安全使用。     

直升机桨叶安装螺栓强度与疲劳寿命计算分析

目的 分析桨叶安装螺栓在不同位移载荷真实试车载荷以及螺牙缺齿情况下的剩余强度以及疲劳寿命。方法 基于有限元方法分析不同载荷下桨叶安装螺栓的对数应变,依据失效应变判定其强度,提取有限元模型的单元应力,通过临界平面法计算最大组合应力平面,运用曲线走势、损伤准则预估桨叶安装螺栓的疲劳寿命。结果 0.36 mm位移载荷下螺栓应变未达到破坏值,真实试车载荷超过4倍情况下,螺栓失效的可能性较高,螺栓断牙超过2个,失效风险较高。依据试车载荷谱,初始长度螺栓寿命为20 794 h,初始长度螺栓断1螺牙寿命为10 912 h,拉伸至29.36 mm螺栓疲劳寿命为7 725 h。结论 在额定载荷状态下,材料结构破坏的可能性小。实际载荷超过4倍、螺栓断牙超过2个情况下,应力应变状态显著恶化,桨叶安装螺栓失效的风险较高,需要预防超载荷过大的情况,还需在修理过程中关注螺栓螺纹的损伤情况,即螺纹的正常磨损可不作为故障进行更换,但出现掉牙、断牙情况则需要更换。