复合材料表面油漆的开裂问题

有机复合材料构件表面上的油漆开裂是一个新的问题，本文介绍了波音飞机公司对油漆层开裂的研究情况，研究内容包括开裂的机理、无损检验方法、环境循环试验、断口分析以及修理方法等。     

T8钢榨圈淬火变形开裂的原因及控制

对Ｔ８钢榨圈淬火变形开裂的原因进行了分析，在实际生产中采取了等温球化退火等措施，淬火变形开裂控制和改善。     

YB—3座舱盖玻璃开裂失效分析

介绍飞机座舱盖玻璃开裂失效的特征，通过对设计、制造工艺及使用情况的调查，应力测定和模拟试验，查明了由于受应力、温度及介质等环境条件的作用，降低了ＹＢ－３材料抗裂纹失效能力，因此在应力集中部位产生开裂。本文提出了改进措施。     

成果简介

成果简介１１８－８型不锈钢深筒成形工艺薄板拉深成形存在残余应力。对某些不锈钢、黄铜、高锰钢等应力敏感材料会产生由残余应力引起的纵向开裂（时效开裂）。本成果从根本上改变了产生纵向开裂的力学条件，因此，对不锈钢拉深制品领域可广泛应用。对其它应力敏感材料的...     

AQ251淬火剂在铝合金板材热处理中的应用

从淬火变形、开裂、拉伸机械性能、硬度、晶间腐蚀等方面，对ＡＱ２５１新型淬火剂在铝合金板材热处理中的应用，进行了一系列对比试验。结果表明这种新型淬火剂对减少零件淬火变形和开裂有显著效果。     

LY8螺栓头部开裂分析

ＬＹ８螺栓头部开裂分析成都飞机工业公司工程师徐世清１概况在某型机座舱盖装配时，发现部分Ｑ／３Ａｌ－３２１．Ａ－６×３６半埋头包皮螺栓头部有裂纹，复查库存不同质量批次的待装螺栓，头部开裂率为１０％～３５％。由于有的开裂螺栓已装机使用，为了确保飞机的使用...     

水泥混凝土道面薄层修补层开裂原因及控制

通过对混凝土修补层开裂原因的分析，指出新老混凝土间良好的粘结和控制新混凝土中微裂缝的数量是防止修补层开裂的关键。并且结合多年的修补施工经验，介绍了几种常用的修补材料，通过介绍采用掺加JK24普通水泥混凝土修补机场跑道施工中提高修补层抗裂性的技术措施。指出选用合适的修补材料、合理的修补混凝土配比、正确的修补操作工艺可以防止修补层过早开裂。     

2A12 铝合金锻坯开裂故障分析

某产品用2A12铝合金锻坯在生产过程中发生开裂故障。本文对开裂锻坯进行了形貌观察与断口分析,并对比研究了热处理后开裂锻坯、未热处理锻坯和原材料铝棒。结果表明:开裂锻坯上的开裂模式为脆性开裂;开裂锻坯上的裂纹形成于热处理过程,形成原因应与锻造工艺控制不当导致锻坯在热处理过程中形成的粗晶有关。     

单晶叶片基体表面微裂纹成因分析

单晶高温合金是制造先进航空发动机涡轮叶片的主要材料，其优异性能主要来源于消除了与主应力轴垂直的晶界，而 单晶材料中如果出现再结晶会显著降低其高温力学性能。为探究发动机单晶涡轮导向叶片试验后在叶身前缘下缘板R区产生裂 纹的原因，利用视频显微镜、金相显微镜和扫描电镜等手段对裂纹截面组织进行宏、微观分析，明确了R区的宏观裂纹为抗氧化涂 层裂纹，宏观裂纹附近的叶片基体存在由于叶片表面胞状再结晶晶界开裂所引起的微裂纹。结果表明：单晶叶片表面产生胞状再 结晶主要与叶片抛光、吹砂等修整过程中引入的塑性变形及后续的钎焊工艺有关；抗氧化涂层的开裂促进了胞状晶晶界的开裂； 通过对导向叶片的多个截面组织进行对比分析，发现高温能够加速胞状再结晶的晶界开裂。     

关于机库大门地梁设计的几点反思

本文通过对两栋机库大门地梁上拱及开裂情况的实地考察及分析，指出了产生以上变形的原因，并提出了一些反思，供设计人员参考。     

电镀镍铅黄铜零件开裂失效分析

介绍了ＨＰＢ５９—１铅黄铜零件在电镀和加工时，由于残余应力过大引起应力腐蚀开裂，而导致漏气失效的情况，并提出了预防措施。     

航空可切削塑料拉形模型面开裂分析及其控制

传统飞机蒙皮拉形模在生产过程中容易出现型面开裂的问题,分析了飞机蒙皮拉形模可切削塑料型面开裂的原因,并提出了预防可切削塑料型面开裂的拉形模新结构.     

某型航空发动机燃油导管开裂失效分析

某型航空发动机试车后多次出现燃油导管开裂,裂纹位于导管接头与管体焊接的热影响区。通过对导管开裂裂纹及金相组织进行检查,结合导管的制造、修理工艺进行综合分析,确定了导管的失效模式为装配残余应力过大造成的高周疲劳开裂,在发动机的振动作用下,导管外圆周向打磨处高的应力集中加速了疲劳裂纹的萌生和扩展,导致导管疲劳开裂。     

成果简介

成果简介１１８—８型不锈钢深筒成形工艺本成果广泛用于不锈钢、黄铜、高锰钢等应力敏感材料的深筒成形，有效地解决纵向开裂与辅助工序多等技术难题，是一项省时、节能、节材、污染少的新技术。通过对不锈钢拉深件纵向开裂的力学及组织原因的研究，获得重大突破：首次提...     

吕德丝带在旋压钢质药筒生产和使用中的危害及预防措施

针对旋压钢质药筒收口出现皱折和射击时出现纵向开裂的问题,通过对发生皱折和开裂的分析,认为吕德斯带是造成收口皱折和射击开裂的根本原因。本文研究了吕德斯带形成的原理,提出了用小减薄率旋压的方法消除吕德斯带的工艺技术。试验结果表明,但减薄率为5%～10%时,吕德斯带消失,药筒不再出现皱折和开裂的现象。     

某型飞机断裂谱的低载截除

本文研究了载除载荷谱中低载对全机结构各部位裂纹扩展寿命的影响。指出寿命误差主要取决于开裂结构的材料参数，而应力谱谱型与开裂部位的影响则可忽略不计，。同时，将全机结构各部位寿命误差ε的计算简化为仅对收音机几种材料下的裂纹扩展比ＣＲ，ｔｐ的计算，并且仅按材料选取裂纹扩展寿命对比试验部位，从而极大地缩短了谱低截截除论证的计算和试验周期。ＬＣ４铝合金及３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ合金钢的计算结果与试验结果相当     

前襟操纵拉杆压裂分析及改进措施

通过普查和典型件分析，查明了拉杆开裂是结构设计不当，制造未达到要求、装配预紧力控制不严及服役期间条件较差造成的。据上，在设计和生产中采取了改进措施。     

复合材料层合板抗冲击击损伤的参数表征

研究了铺层方式为「０２／９０２／４５２／－４５２」Ｓ的航空用碳纤维增强树脂基复合材料（ＣＦＲＰ）准各向同性层合板板速冲击引起损伤的表征问题，通过落重冲击试验引入损伤程度Ｄ表示材料低速冲击后材料参数的变化大小，通过准静态球面弯曲线试验提出复合材料层合板抗冲击的三种表征参数：层内开裂临界能Ｅ１ｃ，层间开裂（分层）临界能Ｅ２Ｃ，分层扩展阻为Ｒ。     

激光增材制造高温合金抗开裂行为研究进展

激光增材制造技术在涡轮叶片等复杂形状零部件一体化制造方面具有突出优势,但其成形过程中的高温度梯度和残余应力累积极易导致合金开裂倾向性显著增加,严重限制该技术在航空航天领域中的广泛应用。本文详细论述了液化裂纹、凝固裂纹和固态裂纹三类典型裂纹的开裂机理,系统介绍了激光增材制造合金的抗开裂策略,并对激光增材制造高温合金的当前发展趋势和未来研究方向进行了展望。本文有助于研究人员深入理解激光增材制造高温合金的开裂成因,所提出的抗开裂策略能够为高性能合金部件的制备提供理论指导。     

无尾飞机布局方向控制特性研究

介绍了无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究的主要结果。在两种典型布局上研究了扰流板、开裂副翼、机头边条、活动和偏转翼梢及舵面的方向控制特性。认为机头边条、开裂副翼、活动(偏转)翼梢及其舵面组合是一种极具潜力的方向控制方案，可供无尾飞机布局参考。