高压涡轮导向叶片裂纹定性分析

对国内某型飞机发动机在试车及飞行后,在高压涡轮导向叶片局部出现的裂纹进行了系统的研究和分析,通过对裂纹宏观形貌、裂纹的断口形貌和叶片金相组织状态的分析对比,对叶片裂纹性质进行了确认,该叶片气膜孔边缘裂纹为热疲劳裂纹,早期疲劳开裂与尖锐的气膜孔孔口边缘有关。     

中厚板表面裂纹缺陷分析及控制

通过对中厚板表面纵裂纹、横裂纹、龟裂、微裂纹的形态分析,对中厚板表面裂纹的产生原因和影响因素进行了综述,并就如何预防裂纹的形成和减缓裂纹的不良影响,从改善冶金工艺和轧制规程优化方面提出若干建议。     

基于扩展有限元的Q345R材料平板裂纹扩展模拟研究

Q345R钢具有良好的综合力学性能和工艺性能,是制造压力容器最常用的材料之一。裂纹是造成压力容器失效和破坏的首要原因,在压力容器的检测和维护过程中,对裂纹的产生和发展进行模拟和分析具有重要的意义。本研究针对Q345R钢使用过程中常出现的中心裂纹和单边裂纹两种典型的裂纹形式,运用扩展有限元方法,分别模拟在拉伸状态下的中心裂纹、在低周疲劳作用下的单边裂纹扩展过程;并分析裂纹扩展过程中不断变化的裂纹尖端处的应力、应变,研究裂纹在Q345R材料中的扩展规律。结果表明:在裂纹扩展变化的过程中,应力集中现象首先会在裂纹尖端处出现,裂纹面处的应力最小,裂纹面两端应力对称分布,整个应力分布趋势符合断裂力学理论,证明通过运用扩展有限元方法来对Q345R材料中的裂纹扩展过程模拟分析的可靠性。     

Cr12 MoV导辊中贯穿裂纹的形成机理研究

目的分析导辊贯穿裂纹萌发和扩展的机理。方法采用扫描电镜和能谱等手段分析贯穿裂纹的裂纹源和扩展区域的显微图像和化学成分,结合X射线衍射仪和维氏硬度仪研究裂纹导辊组织中碳化物的种类及硬度,运用数值模拟分析裂纹扩展过程中的应力情况,分析Cr12Mo V导辊中贯穿裂纹的萌发原因和扩展机理。结果元素偏析是Cr12Mo V导辊贯穿裂纹萌发的主要原因,近表面氧、铬两种元素明显高于裂纹扩展区域,导辊在内应力的作用下分离,在近表面处产生裂缝,形成裂纹源。高硬度共晶碳化物是Cr12Mo V导辊裂纹扩展的主要原因,共晶碳化物主要是(Fe,Cr)7C3型块状颗粒,硬度为1327HV,其周围产生大量微裂纹,并相互连接形成网状而分割机体,在外力的作用下扩展,形成贯穿裂纹。采用扩展有限元法(XFEM)对贯穿裂纹进行模拟仿真,对裂纹扩展应力进行分析,裂纹尖端应力最大,约为裂纹扩展应力的1.5倍;沿裂纹扩展方向,应力先急剧减小,然后呈抛物线型,在导辊径向厚度达最大时存在一个极大值,在导辊上下表面应力最小。结论导辊中合金元素和共晶碳化物对其裂纹的萌发和扩展具有较大影响,裂纹扩展应力场与初始裂纹位置和导辊尺寸直接相关。     

42CrMo法兰表面裂纹产生原因分析

针对42CrMo钢法兰盘工件加工时出现的表面裂纹缺陷原因进行了分析。通过化学成分分析、气体分析和金相显微镜、扫描电镜以及能谱分析等手段对裂纹产生的原因进行分析,发现裂纹两侧无脱碳且裂纹中有氧化物,因此排除了裂纹来自于轧材;同时通过模拟热处理实验证明该钢在淬火过程可以产生裂纹,且裂纹中有氧化物。因此,得到的结论是42CrMo工件产生的裂纹是淬火裂纹,其产生原因为淬火冷却方式不当,需改善冷却方式以防止裂纹出现。     

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 主要对Q235B热轧卷板出现边部裂纹的原因以及裂纹形成过程进行了研究。通过成分分析、宏观裂纹检验、光学显微镜下的裂纹组织以及扫描电镜和能谱的分析,对Q235B热轧卷板出现边部裂纹的原因进行了分析,并对裂纹形成过程进行了数值模拟。结果表明：导致裂纹形成的主要原因是钢坯中存在低熔点夹杂物及夹渣,其在轧制过程中没有被轧合,形成裂纹。通过对夹杂物和硫含量的控制及铸坯的均热模式的改进,可减少或避免裂纹的产生。     

气孔和裂纹对焊接接头应力集中程度的影响

利用ANSYS有限元模拟软件,研究分析气孔和裂纹对焊接接头应力集中的影响,模拟出不同位置、不同尺寸的单个气孔和裂纹在焊接接头截面焊缝区内的应力分布,并计算出相应的应力集中系数,以便对实际焊接中出现气孔和裂纹问题时进行质量可行性分析。结果表明,当焊缝出现气孔和裂纹缺陷时,在缺陷边缘区域将产生较高的应力集中,气孔和裂纹对接头应力集中的影响与其尺寸和分布位置有关,裂纹引起的应力集中远大于气孔。     

渗碳淬火齿轮齿面裂纹的检测和分析

应用金相、显微硬度和X射线等手段对齿轮齿面裂纹进行了检测分析。结果表明,齿面裂纹为磨削裂纹,与磨削表面发生二次淬火烧伤及回火烧伤有关;渗碳层内存在较大的内应力,导致裂纹较深。对产生裂纹的原因进行了分析和讨论,并提出了解决裂纹的方法。     

边条翼热处理裂纹分析

边条翼在热处理后出现裂纹,利用化学成分、硬度、断口及显微组织等方法对热处理裂纹进行分析。结果表明：材料中存在的原始裂纹和非金属夹杂物是边条翼淬火开裂的主要原因。淬火时,原始裂纹和非金属夹杂物成为裂纹源,促使裂纹沿原始裂纹和非金属夹杂物分布方向进一步扩展,并形成宏观裂纹。     

示波冲击试验中裂纹生长与扩展机理研究

通过示波冲击试验、金相分析、扫描电镜分析等方法,对P92钢室温示波冲击试验时,自裂纹萌生至断裂的全过程进行了分析,研究了裂纹的萌芽、生长和扩展规律。结果表明,冲击试样的破断过程可描述为裂纹的萌芽、生长和扩展直至断裂三个阶段。裂纹萌芽和生长过程对应宏观冲击断口的启裂区,裂纹扩展过程对应宏观冲击断口的扩展区。裂纹的生长和扩展过程因剪切裂纹和颈缩裂纹的交替出现而呈现转折的“之”字形路径。     

双晶片微型探头的研制与应用

介绍利用双晶片（TR）微型探头检测飞机发动机小部件近表面缺陷的方法，包括探头的设计、制作与应用。     

基于最快衍射波时差法的实时定量化疲劳裂纹监测(英文)

由于受循环载荷及长期极端环境的作用,飞机的金属结构常会产生疲劳裂纹,进而对飞机结构造成严重破坏。疲劳裂纹的位置和尺寸定量化监测对于飞机制造商以及飞机维护人员具有十分重要的意义,因为它可以大幅度地提高飞机结构的安全性和可靠性,并降低飞机的维护成本。近年来,在疲劳裂纹的大致位置监测方面国内外的研究人员已经取得了较大的进展。但是疲劳裂纹的尺寸监测仍是一个具有挑战性的问题。发展了最快衍射波时差法来定量化监测疲劳裂纹的尺寸。最快衍射波时差法用一个粘接在结构表面的传感器网络激励和接收超声波信号,当超声波经过裂纹尖端时会产生衍射波,然后通过所提出的先进算法分析接收到的衍射波信号就可以获得裂纹的位置和尺寸等信息。结果表明,用最快衍射波时差法获得的裂纹尺寸与裂纹的真实尺寸非常接近。     

飞机水平安定面后梁中段失效分析与改进措施

针对飞机水平安定面后梁中段裂纹和腐蚀问题,结合产品设计及制造工艺,采用断口显微分析、金相检验、硬度检测以及能谱分析等方法对该段裂纹形成的原因。结果发现:后梁中段裂纹性质为应力腐蚀裂纹,裂纹断口上存在的氯化物和硫化物为主的腐蚀产物;后梁中段在制造过程中表面防护层均有不同程度破损,LD5合金在富含Cl-的环境中经残余应力及工作应力的综合作用产生了应力腐蚀开裂。针对产生裂纹和腐蚀的各种因素,提出了切实有效的治理措施,将使该型飞机水平安定面后梁中段连接和防护状态更趋完善,保障机体寿命。     

飞机液压裂纹管路动力学分析及其泄漏故障诊断北大核心

加工制造及现场装配会导致飞机液压管路外表面产生微缺陷,管路的流固耦合振动会导致微缺陷逐渐转化成裂纹甚至扩展成贯穿性裂纹,进而导致管路产生泄漏故障。因此,研究两端固支约束的飞机液压管路在含有圆周非贯穿裂纹时的动力学特性,建立飞机液压管路流固耦合振动方程以及两端固支约束管路模态函数,并在此基础上构建裂纹管路模态函数,采用Galerkin法对管路流固耦合振动方程离散化,求解方程得到裂纹位置、裂纹圆周角对管路动力学特性影响规律;考虑在循环冲击作用下管路裂纹会扩展成贯穿性裂纹情况下,对循环压力冲击作用下飞机液压管路泄漏故障进行模拟,通过小波变换和负压波法检测及定位管路泄漏位置,最后开展管路泄漏故障实验,验证了检测方法的精确性。     

飞机铝合金结构连接部位的腐蚀行为

简要阐述了飞机铝合金结构连接部位的腐蚀特点，采用加腐蚀试验方法研究了含有防腐涂层模拟件的腐蚀行为，在试验室条件下再现了服役期间飞机铝合金结构连接部位的腐蚀损伤历程，同时探讨了其腐蚀机理及其影响因素。结果表明，连接部位是飞机铝合金结构的腐蚀薄弱环节，是最容易出现腐蚀活性点和膜下腐蚀的区域，在腐蚀环境下连接部位缝隙处涂层最先出现鼓包和开裂，涂层剥落后金属基体有点蚀坑存在，随着腐蚀时间增加，点蚀向晶间腐蚀发展，最后出现剥蚀。     

Eddy current analysis of mid-bore and corner cracks in bolt holes

Fatigue cracks are prone to develop around fasteners found in multi-layer aluminum structures on aging aircraft. Probability of Detection (POD) studies using eddy current techniques within the bolt holes contribute to risk assessments used in evaluating the serviceability of these aircraft. The signal response to corner and mid-bore cracks by eddy current testing using standard split-D differential probes has been examined. The data indicate that split-D probes are primarily sensitive to cracks at the corners of the Ds and that this gives rise to a double maximum for small mid-bore cracks as the corners pass over the crack. The double signal is not seen for corner cracks because the excitation coil, which is almost completely out of the hole, excites almost no eddy currents when the second corner of the D is over the crack. However, the eddy current response is more sensitive to corner cracks. The a_90/95 for corner cracks was measured to be 0.22 mm (length) compared to 0.34 mm (depth) and 0.62 mm (length) for mid-bore cracks. The enhanced detectability of corner cracks is attributed to the presence of the edge, which restricts passage of eddy currents around the crack.     

Classification of pulsed eddy current GMR data on aircraft structures

This paper presents a technique to automatically detect third-layer cracks at rivet sites in aircraft structures using the response signals collected by giant magneto-resistive (GMR) sensors. The inspection system uses pulsed waveform as the excitation source of a multi-line coil and captures the transient fields associated with the induced eddy currents via a GMR sensor, which was developed to detect cracking and corrosion in multi-layer aircraft structures. An automatic scan of the region around the rivet generates C-scan image data that can be processed to detect cracks under the rivet head. Using a 2-D image of each rivet head, feature extraction and classification schemes based on principal component analysis and the k-means algorithm have been successfully developed to detect cracks of varying size located in the third layers at a depth of up to 10 mm below the surface.     

飞机多层结构铆钉周围裂纹脉冲涡流检测传感器参数优化

飞机多层结构铆钉周围埋藏裂纹检测是无损检测领域的一个难点和热点,脉冲涡流能够对这种裂纹进行有效的检测。针对这种缺陷检测,本研究采用了一种双激励线圈且用隧道磁电阻(TMR)为接收的新型探头。双激励源反向联接,激励电流不至于过大,但磁场却能达到局部聚焦的作用。通过大量试验对该传感器参数进行优化选择,以提高传感器的检测灵敏度。试验结果表明:当激励线圈绕制180匝、两激励线圈间距为20~30 mm、单个线圈水平夹角为60°~90°、且TMR位于裂纹正上方时探头的检测灵敏度最大。该研究结果可为飞机多层结构铆钉周围裂纹脉冲涡流检测探头设计提供参考。     

氢致脆断的TEM原位拉伸观察

通过对预充氢３１０不锈钢薄膜在透射电镜下的原位拉伸观察，并和不含氢试样的结果相比较，研究了氢在韧－脆转变中的作用及氢致脆断机理，结果表明，预充氢的３１０不锈钢试样在拉伸过程中从裂发射大量位错，平衡后形成无位错区；纳米级微裂纹优在ＤＦＺ中形核，微裂纹不钝化为空洞，而是通过多个微裂纹的形核及相互连接导致裂纹的脆性扩展，即氢使奥氏体不锈钢由韧变脆的根本原因是氢抑制了ＤＦＺ中纳米级微裂纹向空洞的转化。     

Small fatigue crack growth in metallic materials: A model and its application to engineering alloys

Characterization of the growth behavior of small fatigue cracks is important for materials used in structurally demanding applications such as aircraft turbine discs and some automotive engine components. Here, we present a general, dislocation-based fracture mechanics approach to predict the growth rate of small fatigue cracks in metallic materials. The applicability of the model to the small fatigue crack growth behavior of four engineering alloys was examined. Small fatigue cracks were initiated and propagated, in a controlled manner, from micronotches fabricated by femtosecond pulsed laser micromachining. The results suggest that a methodology consisting of crack-tip damage accumulation and fracture provides a common framework to estimate the fatigue crack propagation lifetime of structural materials.