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72.
针对航空关键动部件生产制造及验收试验中出现的提前失效问题,采用多种疲劳失效分析方法和工具,进行了疲劳试
验出现失效的原因分析,从宏观和微观分析、金相分析、能谱分析及疲劳试验过程中的应力分析等方面对产生的缺陷进行了系统
研究。了解了其疲劳开裂的原因,并对缺陷性质及零件制造工艺过程进行分析。结果表明:应力集中区是最容易出现开裂的位
置,也是检测的关键部位,要进一步加强在制件及在役件的表面缺陷的检测,细化其检测实施方式及关键控制点,是保证动部件试
验质量的关键。通过加强受力部位的无损检测,为及早发现和及时处理潜在的缺陷提供重要依据,从而降低关键动部件的试验失
败的风险,提高产品试验质量及使用寿命,有助于其它机型更好地改进检测的设计要求及应用,为其提供了重要的依据和研究方向。 相似文献
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以含裂纹(边缘裂纹,内部裂纹,半无限裂纹)的半无限大板板面内受集中力为例,阐述了用交替迭代法求应力强度因子的过程,并将3种情况的应力强度因子的计算结果绘成曲线,以供参考。 相似文献
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Accurate determination of crack opening stress is of central importance to fatigue crack growth analysis and life prediction based on the crack-closure model. This paper studies the crack opening behavior for center- and edge-crack tension specimens. It is found that the crack opening stress is affected by the crack tip element. By taking the crack tip element into account, a modified crack opening stress equation is given for the center-crack tension specimen. Crack surface displace- ment equations for an edge crack in a semi-infinite plate under remote uniform tension and partially distributed pressure are derived by using the weight function method. Based on these displacements, a crack opening stress equation for an edge crack in a semi-infinite plate under uniform tension has been developed. The study shows that the crack opening stress is geometry-dependent, and the weight function method provides an effective and reliable tool to deal with such geometry depen- dence. 相似文献
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76.
《燃气涡轮试验与研究》2014,(6)
针对航空发动机叶片与盘榫连接结构简化模型的微动失效形式,建立了基于临界平面法预测微动疲劳裂纹萌生的控制模型。该模型引入综合考虑多种微动疲劳影响因素的微动损伤参量CSE(微动综合损伤参量),建立了微动疲劳特性的分析流程,对微动疲劳裂纹的萌生方向、位置和寿命进行了估算。应用CSE控制模型,对失效的TC11钛合金微动疲劳试件的裂纹萌生进行预测,通过比较不同损伤参量的预测结果,验证了CSE预测裂纹萌生的有效性。 相似文献
77.
航空发动机中介机匣组件因各种故障而需修理或导致报废的现象时有发生。针对发动机中介机匣分流环裂纹掉块、上部衬套磨损松动、弹性环磨损、同心度检测不合格等故障进行分析研究,提出解决措施,制定满足发动机使用要求的合理技术标准和修理方法。在修理技术方法中,采用挖补补焊方法解决分流环裂纹掉块故障;采用极坐标定位与专用模板衬套相结合的方法提高新品衬套加工精度以解决上部衬套更换新品后装配准确性难题;采用装配过盈销钉和扩口工艺以保证零件的堵孔质量等。结果表明:这些修理措施提高了中介机匣零部件的利用率,延长了其使用寿命,降低了发动机修理成本。 相似文献
78.
79.
波音系列飞机一定时间后,飞机尾部结构出现疲劳裂纹,需用涡轮检测法进行损伤检查。 相似文献
80.