某型发动机压气机叶片磨损故障焊接修复工艺研究

我厂承修的某型发动机压气机阻尼台叶片常出现阻尼台磨损故障,其材料为TC4钛合金,属（α+β）型钛合金,具有良好的力学性能和工艺性能,但高温下活性大,焊接时易产生焊接缺陷。为修复该故障,分析材料的焊接性,对焊接过程进行控制,制定焊接方案,试验和生产表明氩弧焊在一定保护措施下能够较好地完成阻尼台叶片磨损故障的修复。     

某型发动机离心通风器齿轮轴组件焊接区域裂纹故障分析

介绍了某型发动机的离心通风器齿轮轴组件在焊接区域裂纹故障的现象。通过结构分析、断口金相检查,并对齿轮轴组件进行了强度、固有频率、共振转速计算和动应力试验研究,结果表明该齿轮轴组件焊接区域裂纹故障属高周疲劳破坏;焊缝与工艺挡边相交处的应力集中较高是导致裂纹故障的主要原因。据此提出排故措施,并完善齿轮结构设计,进行了动态特性分析与试验验证,效果良好。     

某型机燃烧室外套爆破故障剖析和安全使用寿命评估

针对某型机燃烧室外套发生的空中爆破故障 ,进行应力分析、断裂机理分析、爆破时剩余材样的板厚分析计算及不同焊接试片疲劳对比试验等 ,确定了故障发生的原因为原设计的纵向搭接焊缝不合理 ,不适于在交变载荷作用下使用。参照英军标Defstan 0 0 -971上轮盘的寿命评估方法 ,按疲劳寿命对数正态分布规律和搭接焊试片疲劳试验结果选定了外套的寿命散度系数 ,并把使用多年的外套都看成试验件 ,评估出了现役外套的安全使用寿命和失效概率     

某型直升机下部皮带轮支撑杆断裂失效分析

对某型直升机下部皮带轮支撑杆断裂故障进行分析,损伤的宏观检查、微观观察和能谱分析结果表明其失效模式为疲劳断裂。该支撑杆焊接热影响区域内材料的金相组织和性能发生了变化,热影响区域内金属管路的塑性和韧度明显下降,是导致其疲劳断裂的主要原因。     

小直径不锈钢导管钎焊接头射线检测技术探讨

分析了小直径不锈钢导管钎焊接头的射线检测工艺方法,通过工艺试验确定了最佳的检测方式,并对小直径不锈钢导管钎焊接头的典型故障进行分析,验证射线检测方法的有效性和可靠性。     

NF250摩托车后制动踏板轴组合焊接攻关

本文分析了ＮＮＦ２５０摩托车后制动踏板轴组合焊接裂纹的原因及其返修补焊的技术关键，着重阐述了对该组件焊接裂纹故障自动氩弧补焊攻关的工艺过程。     

某型发动机Ⅰ级涡轮外环磨损修复研究

通过对某型发动机Ⅰ级涡轮外环后端面磨损故障进行统计,从工作原理入手分析故障原因,查阅相关资料,制作焊接及机加保护夹具,采用脉冲及对称氩弧焊方法,减少焊接多达38处磨损的变形量;对磨损处焊缝进行车削,恢复Ⅰ级涡轮外环产品图样尺寸;通过校正预装、荧光探伤检查,保证焊接修理质量。     

某型航空发动机引接管断裂故障分析

对某型航空发动机引接管的断裂故障进行了分析。对故障件进行了外观检查、断口分析、解剖分析及金相分析,分析了其断裂性质和原因。结果表明:引接管断裂性质为高周疲劳,起源于2根引接管之间钎焊焊接根部的外表面,该部位的应力集中以及发动机的振动载荷是引起引接管疲劳断裂的主要原因。     

某型发动机加力燃油总管喷油杆断裂分析

研究了某些发动机在使用中发生的两起加力燃油总管喷油杆断裂故障，通过断口分析，组织检查，喷油杆受力分析等工作，找出喷油杆疲劳断裂失效的根本原因是设计不佳，导致喷油杆根部承受的应力水平较高，另外焊接缺陷是对疲劳裂纹的萌生起到了促进作用，最后提出了预防与改进的措施。     

TB3-117型发动机Ⅲ、Ⅳ级涡轮导向器的焊接修复

对TB3-117型发动机Ⅲ、Ⅳ级涡轮导向器在使用过程中出现的密集裂纹故障进行了焊接修复研究。重点研究微观组织状态对材料焊接性能的影响,以此为基础,解决材料的脆化问题,完成了Ⅲ、Ⅳ级涡轮导向器零件的密集裂纹修复工作。焊接修复的零件均已装机使用,使用一个翻修周期之后,故障率和故障情况与新零件的状况一致。     

某空心风扇叶尖进气道封焊疲劳失效研究

针对某空心风扇叶片叶尖在高循环疲劳试验中异常失效的现象,应力分布测试和振动仿真分析表明应力集中部位与失效位置不符,断口分析结果表明裂纹萌生于叶尖的通气孔封焊部位,磨除进气道封焊层的叶片试验验证表明失效源于叶尖进气道焊接缺陷。基于失效机理分析及验证,确定失效源于加工环节焊接工艺选择不当且焊接控制不良,因此制定了更换封焊工艺为电子束焊和CT检测环节的改进措施。     

航空用不锈钢焊接导管的损伤容限研究

基于断裂力学方法开展了1Cr18Ni9Ti导管TIG焊对接结构的损伤容限分析,在测试其母材和TIG焊接头拉伸性能、断裂韧度和疲劳裂纹扩展速率的基础上,分析其失效模式,确定损伤容限ac。研究结果表明:1Cr18Ni9Ti导管TIG焊对接结构在工况振动载荷下,损伤容限ac为0.9mm,导管失效形式为泄露。     

某型飞机尾喷管开裂原因分析

尾喷管作为飞机发动机的重要组成部件之一,主要由薄板焊接而成。由于其长期在高温、振动以及气流冲刷等恶劣环境中工作,常出现尾喷管失效事故,而焊缝作为尾喷管中的薄弱部分,常出现开裂现象。某型飞机尾喷管在飞行完成后的例行检查中在焊缝上以及焊缝周边检查发现两处裂纹。通过宏观检验、断裂面形貌分析以及金相组织分析等方法对其开裂原因进行了分析。结果表明:由于结构设计原因,尾喷管上同一位置存在多次焊接现象,为多密集焊缝结构件,使得焊接接头过热,焊缝组织中铁素体呈现网状分布,同时尾喷管母材上存在焊接烧穿现象,导致焊接接头力学性能下降,使得疲劳裂纹萌生并扩展;支撑螺杆与加强筋未焊满,收弧处为点连接而非面连接,在飞行过程中,该位置发生振动应力集中并萌生疲劳裂纹,并最终发生疲劳失效。     

超高强度300M钢电子束深缝焊接力学性能及破坏机理研究

超高强度300M钢具有优异的力学性能,广泛应用于飞机起落架。通过静力拉伸、三点弯曲及动态Charpy冲击试验,揭示300M钢电子束深缝焊接的力学性能及破坏机理;对试验后的典型试样进行断口宏观与微观分析,并采用场发射扫描电镜(SEM)对断口形貌进行观察、分析。结果表明:母材与焊接件都出现明显的拉伸塑性段,二者的刚度和强度相差不大,但是焊接件的断裂应变较母材小,焊接件焊缝的韧性略低于母材;焊接件弯曲强度与母材相当,但是破坏时的弯曲变形较母材也有所下降,焊接件的延性较差;在冲击试验中焊接件吸收能量与断裂韧性均低于母材,冲击韧度降低。     

高温合金焊接接头应力分析与疲劳寿命预测

针对航空喷气发动机机匣上安装座的焊接结构, 建立了对接焊、错位对接焊、不等厚对接焊、新材料对接焊等4种焊接结构的有限元分析模型, 利用ANSYS软件进行了应力分析, 得到了4种焊接接头的应力集中系数;用“成组对比实验方法”进行了上述4种焊接结构的应力疲劳试验验证, 预测了它们的寿命区间.疲劳试件的扫描电镜(SEM)断口分析表明, 应力集中区域的焊接缺陷是影响疲劳寿命最主要的因素.      

某系列发动机一级涡轮叶片叶冠耐磨堆焊工艺研究

某系列发动机一级涡轮叶片在工作过程中曾出现多次裂纹和断裂故障,影响飞行安全。文中采用Co-Cr-W和Co-Cr-Mo两种合金作为堆焊金属进行了一级涡轮叶片叶冠的堆焊试验,并从焊后接头的金相分析结果、硬度测试结论和长期试车分析等3个方面对其焊接效果进行了分析。结果表明:堆焊Co-Cr-W和Co-Cr-Mo耐磨合金有效增加了一级涡轮叶片叶冠间的耐磨性,堆焊Co-Cr-Mo合金比堆焊Co-Cr-W合金的耐磨性更好。     

2219 铝合金VPTIG 焊接接头拉伸性能分析

2219 铝合金气孔敏感性较强,变极性TIG 焊接工艺可以有效减少和抑制气孔产生,是适合于
2219 铝合金的焊接工艺。本文介绍了2219T62 铝合金VPTIG 焊接接头的拉伸性能,进行了拉伸断口形貌分析
和微观组织分析。结果表明:2219T62 铝合金VPTIG 焊接接头强度系数可以达到65% 以上,焊接接头为混合
断裂方式,VPTIG 焊缝盖面层气孔相比打底层较多。     

某型发动机燃烧室外套搭接滚焊缝裂纹对使用寿命的影响

针对某型发动机燃烧室外套搭接滚焊缝处存在的裂纹,从冶金和有限元强度分析角度对焊缝裂纹扩展寿命、试片疲劳和全寿命疲劳试验等进行研究与验证,给出焊缝裂纹的扩展寿命,得出搭接滚焊缝处存在裂纹的燃烧室外套可安全使用的结论。     

钛合金惯性摩擦焊接头断裂韧性的研究

对钛合金惯性摩擦焊接头的断裂韧性（ＣＴＯＤ）进行了研究，并用光学显微镜和电子显微镜对裂纹尖端显微组织进行了分析。结果表明，焊态接头的断裂韧性较低，这主要与其显微组织细小有关，而焊后普通退火可以明显提高焊接接头的断裂韧性。