简介：通过对施焊时开裂的三通护板进行渗透检测、宏微观断口形貌分析、金相检验、显微硬度检验以及力学分析，对三通下护板裂纹产生原因进行分析。结果表明：裂纹成锯齿状，具有层状撕裂特征，为穿晶＋沿晶（少量）混合断裂方式；断面上可见氧化皮，该裂纹为层状撕裂裂纹。裂纹附近存在带状粗大铁素体，裂纹沿带状铁素体扩展；三通下护板生产过程中的焊道没有完全切除，残留焊道处粗大带状铁素体力学性能差，是裂纹产生的直接原因。

简介：在导弹生产试验中，部分整流器电路板上高压电容的引脚从焊点处断裂。通过断口宏微观形貌观察、化学成分分析、硬度检测、装配生产流程分析及材料力学计算，确定了断裂性质和原因。结果表明：高压电容引脚断裂性质为疲劳断裂。装配方式不合理，固定胶粘接强度不足和工艺不完善是导致引脚断裂的原因。通过改用环氧胶粘接和调整生产工艺流程，可解决这一问题，验证试验表明这一措施有效、可行。

简介：压裂作业技术是油气田稳定增产的重要措施,其对压裂泵的质量要求非常高。某油田作业的压裂泵发生多起泵头体交变腔开裂现象,为了研究其失效机理,采用宏观检验、力学性能测试、断口分析及有限元分析等方法对裂纹性质及萌生扩展机理进行分析。结果表明：起始断裂区位于吸入腔与柱塞腔的过渡圆弧处,在交变应力与腐蚀介质的作用下发生腐蚀疲劳开裂失效。对泵头体的设计加工等方面提出了改进建议,为预防同类压裂泵发生疲劳腐蚀提供了参考。

简介：复合材料桨叶设计重点考虑其疲劳性能和环境老化性能,变形失效问题则很少涉及。通过对处于不同变形损伤阶段的桨叶结构和复合材料损伤情况进行观察分析,对复合材料桨叶的变形失效问题进行了分析和讨论。结果表明：桨叶叶根材料在叶根套离心力压迫、离心应力及循环载荷下出现塑性变形损伤累积,使得玻璃纤维织物和泡沫塑料出现鼓包堆积,最终导致桨叶变形失效;在叶根部位增加刚性支撑结构,增强叶根填块的粘接强度可以共同抵抗离心力和棘轮效应引起的轴向应力和应变,可以有效预防桨叶的变形失效。复合材料构件在设计时除了要考虑常规的疲劳性能外,材料棘轮效应可能引起的复合材料变形失效问题也要加以重视。

简介：飞机地面试验时发现加油吊舱转接件出现裂纹并漏油，该加油吊舱转接件为焊接组合件，裂纹出现在盖板的近R角处，盖板铸件材料为ZL116铝合金。通过采用外观观察、断口分析、金相组织分析、成分分析、力学性能测试等方法，对加油吊舱转接件裂纹产生原因进行分析，并进行人工断口的对比分析。结果表明：加油吊舱转接件开裂是由大应力和组织塑性差共同作用所致，大应力主要来源于结构应力集中、焊接内应力、焊接后校形应力、装配及试验应力等；提出铸件改为预拉伸板或增加焊道距R角的距离等改进措施。

简介：对直升机的空气-滑油散热器爆裂状态进行研究，确认组件盖板与端板连接焊缝是失效起源。采用荧光、断口、金相检查等方法对失效起源的焊缝进行检查，对失效件的材料、制造、试验记录及结构强度进行了复查。为验证滑油散热器结构强度，抽取1套同批次的滑油散热器进行爆破试验，加压试验共分为5个阶段，检查气密性，同时检测各端盖的变形量。当加压至3．8MPa时，试验件端盖组件端板处失效，变形量为1．6mm。分析结果表明：试验设备设计不合理，易形成气压冲击是失效的原因。

简介：1、环氧树脂分子中有机氯的形态和影响1．1环氧树脂分子中有机氯的形态1—1—1正常反应：

简介：本文通过金相、化学分析以及扫描电镜和能谱仪等分析手段，对激光修复后失效的某烟气轮机转子叶片进行化学成分分析、断口宏微观形貌以及金相组织观察，综合分析了叶片断裂失效原因。结果表明，叶片断裂主要起源于熔覆层中的缺陷和微裂纹；叶片存在明显的晶界宽化，在晶界形成连续的碳化物薄膜，降低了叶片硬度和冲击韧性，是叶片发生沿晶断裂的主要原因。

简介：作为飞机电气控制系统中重要基础元件之一的接触器,要求在预定的时限内有百分百的工作可靠,接触器的可靠性研究已受到国内外普遍关注。针对飞机接触器易发生触头熔焊等失效现象,对典型接触器展开研究,深入分析接触器因长期大负载工作引起触头发生熔焊的机理和失效原因。从产品维护和可修复性的角度,提出基于各接触器的实际状态,结合飞机大修,采取打磨、抛光触头的方法,减小触头接触电阻,抑制触头磨损扩大趋势,突破接触器修理技术瓶颈。采取针对性的修理,提高了接触器工作的可靠性,最大限度地消除了飞机供、配电系统的安全隐患。

简介：发动机气缸体在南海试验时发生泄漏故障。对气缸体气道表面形貌、裂纹形态及裂纹断口进行了宏微观观察、能谱成分分析，对气缸体的金相组织及硬度进行了检查。结果表明：气缸体的裂纹性质为应力腐蚀开裂；由于气道表面残留高浓度的Cl-以及材料具有较高的应力腐蚀敏感性，使得气缸体在残余应力作用下发生应力腐蚀开裂。要预防气缸体发生应力腐蚀失效，可采取加强清洗以减少Cl-的残留、改善材质状态或更换材料以降低其应力腐蚀敏感性等措施。

简介：对TC16钛合金自锁螺母裂纹故障件进行了裂纹及断口、金相组织及显微硬度分析，并结合自锁螺母的制造工序，对裂纹的形成原因进行了综合分析。结果表明，自锁螺母的裂纹是在固溶处理后的收口工序过程中产生的。其主要原因是固溶处理中收口端内外表面产生的脆性氧污染层，造成该处塑性严重下降。严格控制固溶处理时的环境气氛或合理调整制造工序可有效预防此类故障。

简介：钛合金螺钉在装配过程中发生断裂失效，对装配和模拟扭转试验过程中断裂的钛合金螺钉断口进行了宏微观观察和能谱成分分析，对同批次螺钉进行了应力持久试验，对失效钛合金螺钉的金相组织进行了检查。结果表明，螺钉的断裂性质相同，均为脆性断裂；螺钉断裂的主要原因是存在内部缺陷，而与氢致脆性断裂的关系不大；螺钉的内部缺陷可能是在锻造过程后期由于某种偶然因素造成了原始β晶界开裂所致。

简介：一、钯、铂的性质与用途钯位于元素周期表第五周期第Ⅷ族，原子序数46，原子量106．42，密度12．02g／cm^3（20℃），熔点1550℃，沸点2900℃。铂也位于元素周期表第Ⅷ族，原子序数78，原子量195．09，密度21．45g／cm。（20℃），熔点1768℃，沸点3827℃。

简介：直升机在飞行降落时尾桨操纵连杆发生断裂,对断裂的尾桨连杆组件损伤及磨损情况进行外观检查,宏微观观察分析连杆断口,并对连杆的材料成分、金相组织和硬度进行检查。结果表明：连杆的断裂性质为疲劳断裂,疲劳起源于螺纹根部,疲劳区占断口总面积80%以上；连杆端部的球轴承产生了异常的磨损。分析认为：由于连杆端的球轴承产生了异常的磨损,导致其对连杆的限位功能不良,连杆发生轻微偏转使连杆上形成了附加的弯曲应力。该应力与连杆上的工作应力叠加,造成连杆发生了疲劳断裂。此外,对连杆硬度的检测表明连杆的硬度仅为HRC22.7,说明其强度较低,疲劳抗力较差,也是连杆容易发生疲劳断裂的原因。

简介：本研究利用X射线衍射法对固溶处理后的7050高强铝合金锻件的外表面及内部残余应力进行了系统分析。结果表明：7050高强铝合金锻件经过固溶处理后，锻件内部的残余应力主要受锻件几何因素的影响，在锻件对称性较好的正面，外表面和沿筋部厚度方向，残余应力基本呈现出对称分布规律，而且均为压应力状态；相对于层剥法及测试过程的外表面处理，由于7050高强铝合金外表面的局部变形不均匀而导致的晶粒不均或者局部形变织构，对残余应力的测量结果影响更大。

简介：发动机架圈在大修分解检查中发现耳片与圈体之间的焊缝熔合区存在裂纹,结合架圈的使用条件,通过裂纹分布与形貌分析、断口特征观察、硬度测试、化学成分分析和组织检查等方法,分析了裂纹产生的原因。研究结果表明：架圈裂纹为高周疲劳裂纹;焊接缺陷、零件表层氧化脱碳及载荷分布不均匀造成疲劳裂纹集中分布在应力较大的架圈耳片焊接接头熔合区是疲劳裂纹产生的原因。

简介：发动机在进行试车时发现Ⅰ级涡轮叶片在进气边出现裂纹。涡轮叶片材质为K465铸造高温合金,截至裂纹发现时,发动机累计工作时间为145h。通过外观观察、断口观察、金相检查和温度热模拟试验等手段,分析了叶片裂纹的性质和原因。结果表明：Ⅰ级涡轮叶片裂纹性质为疲劳裂纹;叶片出现裂纹的原因是榫头型芯未脱除干净,榫头冷却通道堵塞,叶片超温造成组织和性能弱化,导致叶片在高温区萌生裂纹,提前失效;根据热模拟试验结果可以判断,叶片裂纹处承受温度在1260℃以上。

简介：本文分析了航空发动机用铝合金叶轮在加工后荧光检测发现的线性缺陷。结果表明,这种加工后出现的线性缺陷并非裂纹,而是卷入铸件的氧化膜受外力作用后在叶片表面的显现。同时,分析认为这种氧化膜的形成与金属炉料、铸造辅料的洁净度不够以及熔炼、浇注不合理有关。在此基础上,本文提出了采用高纯度、高洁净度的金属炉料和铸造辅料,合理熔炼,充分精炼,设计合理的浇注系统和浇注参数等措施可以预防该类缺陷。

简介：承压杯安装在刹车壳体上，在使用过程中多个承压杯发生断裂。通过承对压杯外观观察，断口宏微观观察、能谱分析、金相组织检查、硬度检查、氢含量检测、有限元仿真模拟计算，并仿照承压杯的工作状况对完好承压杯进行了模拟试验。结果表明：承压杯的失效性质为镉脆开裂；承压杯失效原因为：工作环境经历较高的温度，在刹车过程中承压杯上表面导圆角处受到较大的拉应力，而承压杯表面采用了不适当的表面镀镉工艺，在这些因素的综合作用下承压杯发生镉脆开裂。故障发生的根本原因在于对承压杯的结构与受力考虑不充分。

简介：通过断口观察、化学成分分析、金相组织检查、硬度检测、拉伸及冲击试验等方法，对某大型锻造法兰脆性断裂原因进行了分析。结果表明：粗大的魏氏体组织是造成法兰发生脆性断裂的直接原因，阐述了粗大组织对法兰脆性断裂的影响机制；证明了这种组织缺陷与热处理时工件过热有关，可通过正确的正火工艺来消除，并且采用了正确的热处理工艺，材料的冲击功提高了2个数量级，解决了锻造法兰的脆性问题。