459.飞机构件的失效分析

1、信息具体内容事故名称飞机构件的疲劳失效事故时间不详事故地点产 品 制 造商信息（包括名称、地址等）不详失效设备设计缺陷：1.直升机尾部齿轮箱；2.直升机机身；制造缺陷：3.飞机压缩机；组装及检测：4.飞机托架组件；5.飞机的高压蜗轮；错误操作和服役期内：6.飞机活塞引擎；保养不当：7.飞机轮毂失效齿轮箱箱体（4 个中的一个）直升机机身的箱型连接支架飞机压缩机转子鼓飞机托架组件的驱动器飞机的高压蜗轮旋转桨盘飞机活塞引擎的连杆飞机轮毂轮辋外凸缘应用环境1.不详；2.不详；3.不详；4.不详；5.不详；6.不详；7 不详失效形式1.断裂；2.断裂；3.断裂；4.断裂;5.断裂；6.断裂；7.断裂失效

2、机理1.疲劳断裂；2.疲劳断裂；3.疲劳断裂；4.疲劳断裂；5.疲劳断裂 6.疲劳断裂；7.疲劳断裂，应力腐蚀开裂，保养不当失 效 材 料类型1.铸造镁合金(根据 RZ-5 规范)；2、215CDV6 规范用钢；3、钛合金BT-3-1 规范；失 效 材 料信息（包括成分、力学性能等）1、不详； 2、不详；3、不详；4、不详；5、不详；6、不详；7、不详事故概览一直升机外部 箱箱体四个安装 中的一个服役期间发生失效,导致一场事故.随后对同类型直升机尾部齿轮箱的检测分析也发现服役 60250h 的齿轮箱箱体上出现了裂纹。几次失效的发生过后，对客舱附件支架进行了改进设计。改进设计中，采用肋板对支架进

3、行加固。对于改进之前的支架，最快的一次，仅服役了 2000 个小时即产生了裂纹，而改进之后的支架，仅使用了 90 个小时已开裂。支架材料的为 15CDV6 规范用钢。中发现某型飞机几个二级压缩机转筒铆接存在裂 纹。这些裂纹是在转筒服役了 800h 和 1200h 时发现的。转筒预期的使用为 1500h。转筒材料为 BT-3-1 钛合金。一架飞机起飞后随机迅速撞进一栋建筑，造成包括驾驶员和全体机组成员丧生，同时也对该栋建筑及其周围建筑造成巨大破坏。初步的表明失效源于执行机构的失效水平稳定器未能正常工作导致了该事故。事故地点未发现执行机构支架上的 10 个高锁螺栓，它们是用于装配支撑轴与支架的。不

4、详某型飞机在很短的一段时间发了一系列事故。该型飞机装配有 6个活塞的引擎，而所有的事故据 都是由于引擎失效。某型飞机的主轮毂一直存在失效案例。在所有的案例中，发现外轮缘的一部分在翻转保养（turn round service）时缺失。轮毂材料为 L-77 和 L-42 铝合金。失 效 分 析目的确定失效缘由，并提出改进建议。分析方法/测试项目肉眼观察；金相检验；断面分析；EDS 分析分析结果2.1.1. 直升机尾部箱一直升机外部 箱箱体四个安装 中的一个服役期间发生失效,导致一场事故.随后对同类型直升机尾部齿轮箱的检测分析也发现服役 60250h 的齿轮箱箱体上出现了裂纹 箱箱体材料为符合 R

5、Z-5 规范的 Mg 合金。1.1.1.2 失效分析箱箱体的包含一个位于凸台上的温度传感器，而凸台在处在一个安装上。在所有的案例中，裂纹源的位置都在凸台与之间的熔合线的圆角处（图 1）。经检测发现，圆角处含有多出疲劳裂纹源（图 2）。疲劳裂纹源的产生与铸造或者机加工过程中产生的边缘处的应力集中有关（图 3 和 4）。发现制造箱的材料没有缺陷（图 5）。经分析， 的两个脚支撑之间巨大的载荷差异促使疲劳裂纹的过早萌生。由于温度传感器的引入，两个脚支撑中的一个的长度远小于另一个。这导致载荷的非均匀分布：短的支撑承受了吊耳上的大部分载荷。因此，该 特别容易产生疲劳裂纹。而应力集中的存在又使情况进一步地

6、 。这样的设计导致构件难以锻造出符合要求的过渡圆角或外形。因此需要对圆角处进行机加工，而机加工也不易实现。结果，不管构件是否进行了机加工， 箱都会应力集中。图 1箱箱体上的裂纹图 2 安装有温度传感器的凸台过渡圆角处的疲劳裂纹图 3 疲劳裂纹源处的边缘图 4 疲劳裂纹源处薄薄的脊状外形图 5 富含Mg 元素固溶体的等轴晶；晶界为相1.1.2直升机机身客舱附件支架的失效2.1.2.1几次失效的发生过后，对客舱附件支架进行了改进设计。改进设计中，采用肋板对支架进行加固。对于改进之前的支架，最快的一次，仅服役了 2000 个小时即产生了裂纹，而改进之后的支架，仅使用了 90 个小时已开裂。支架材料的

7、为 15CDV6 规范用钢。1.1.2.2 失效分析图 6 为改进后的客舱附件支架的机身结构。所有的四个支架都在相似的位置开裂。近距离观察形貌（图 7），发现裂纹在焊脚处萌生，并沿着焊缝与母材之间的界面扩展。断面分析证实这些都为疲劳裂纹(图 8)。微观组织研究表明不存在材料或焊接缺陷，二者的存在都可能导致疲劳裂纹的过早萌生。改进之前的支架设计如图 9 所示。可以看到，这些支架都是活动接头（支架可以上下移动），即它们可以容纳一定量的机身与客舱相对垂直运动导致的应变。通过引入角钢加固的改进设计与上述设计理念相左。改进的机身结构本质上为刚体：支架可以向上移动，却不能向下移动（图 10）。而支架向下移

8、动的过程中，焊根处必定承受巨大的拉应力。因此，改进后的设计总是会引发疲劳裂纹的过早产生。图 6 机身客舱附件上的支架（标记区域）图 7 加固肋板圆角处的裂纹图 8 SEM 图上的疲劳辉纹图 9 改进前附件支架的运动方式图 10 改进前附件支架的运动方式制造缺陷制造过程的各个阶段都可能会引入缺陷，这些缺陷可以严重弱化构件。同时，它们也能成为裂纹源，进而在疲劳工况下扩展，最终导致过早失效。飞机压缩机转筒的失效中发现某型飞机几个二级压缩机转筒铆接孔 处存在裂纹。这些裂纹是在转筒服役了 800h 和 1200h 时发现的。转筒预期的使用为 1500h。转筒材料为 BT-3-1 钛合金。失效分析对一个发

9、生上述失效的二级压缩机转筒（图 11）进行研究。断面上存在沙滩纹（图 12）和条带证明压缩机发生疲劳失效，裂纹起始于铆接孔表面。疲劳裂纹源位于铆接孔表面而非孔边缘很罕见，除非该处存在有应力集中否在不可能出现。依据图 14 可以理解失效机理，图 14 表明转筒的铆钉与铆接孔表面之间存在 接触。进一步的金相分析证实了这种非均匀的接触（图 15）。从而转筒材料导致严重的局部变形和裂纹的产生。疲劳裂纹起始于这些应力集中源。金相分析表明，转筒材料符合规范。微观组织可以满足要求，由位于相变的基体上(primary)组成（图 16）。转筒和铆钉材料的硬度分别为 380 和 394HV。规范要求铆钉的硬度应和

10、转筒一个量级。诸如上述的盲孔紧固件，如果铆钉的硬度应和转筒一个量级，铆钉与转筒的安装误差要求非常高，否则就可能导致二者的接触。另一方面，如果铆钉的硬度低于转筒，则安装误差要求可以相应降低。由于铆接过程中铆钉会发生变形，所以必须注意安装误差。图 11 (a)一航空引擎二级压缩机转筒;(b)近距离视角(a)中方形区域)发现毛孔处开裂图 12 SEM 图：铆接孔断面图 13 SEM 图：疲劳条带(图 12 标记区域)图 14 铆钉接触面处的变形和裂纹图 15 铆钉与转筒之间的间隙（箭头所指）图 16 转筒材料：相变的基体上(primary)相1.3 装配/检验错误即使使用了最好的构件设计方案和最好的

11、材料，有时候也难免在装配时出现错误。这些装配误差有时可以在检验中发现，而且大多数时候，它们并不影响正常的运行。这类型的缺陷通常与非精确、不完整和模糊的装配要求相关，但是由于人为错误或疏忽，它们同样可以出现。1.3.1 飞机执行机构支架的装配失效一架飞机起飞后随机迅速撞进一栋建筑，造成包括驾驶员和全体机组成员丧生，同时也对该栋建筑及其周围建筑造成巨大破坏。初步的 表明失效源于执行机构的失效水平稳定器未能正常工作导致了该事故。事故地点未发现执行机构支架上的 10 个高锁螺栓，它们是用于装配支撑轴与支架的。2.3.1.2 失效分析从事故现场取回的装配件执行机构支架，如图 17 所示。发现支撑轴破坏掉

12、底脚的支撑，也了金属薄片，从执行机构上脱离开来（图 18）。支撑轴和金属薄片支架的紧固件孔未见明显的机械损伤和变形（图 19 和 20）。覆盖了一层烟尘。附着在支撑轴上的金属薄片和支架都挣脱了铆钉的约束，沿铆钉的一侧向另一侧脱离开来。底部基板前面的角（angle）发生断裂和屈服，支架和支撑轴都是安装在底板上的。由于坠机后的大火，断面严重损伤。因此，失效模式不能够完全确定。，整体的断面特点显示为一种渐进的失效模式疲劳。支撑轴以及两个支架的紧固件孔周边未见明显的变形或损 伤，而且以点为中心的圆形空间内未见任何紧固件的碎片的发现表明撞击发生时紧固件已经不见。如果这些紧固件还在原位置，产生的剪切力会使

13、紧固件的内孔发生大量变形，甚至可以将薄薄的金属支架 。同时，紧固件中心的剪切区应该保持在紧固件，因为支撑轴内的 盲孔，所以支撑轴会 紧固件的移动。这意味着紧固件已经脱落。即使这些紧固件都不见了，支撑轴也可以在上、下底板的四个紧固件和十个铆钉的作用下保持在原位置。执行机构就是在没有 10 个高锁螺栓的作用下这样工作了一段时间。水平稳定器工作时，执行机构的值班支架将受载，这些载荷进而会传递到顶部和底部的角（angles）。缺少 10 个高锁螺栓的支架导致底部的角过载，这可能导致疲劳裂纹的萌生和扩展。发生事故的这架飞机在飞行过程中，底部角沿支撑轴发生断裂，并 了金属薄片，由此导致水平稳定器的执行机构

14、无法正常工作。图 17 从飞机残骸上取回的执行机构的支架图 18 位移：支撑轴与金属薄板之间图 19 支撑轴的孔未发生变形或损伤图 20 金属薄板支架的孔未见变形或损伤图 21 金属薄板沿铆钉孔开裂，脱离铆钉1.3.2一高压蜗轮转盘的失效2.3.2.1 失效：由于高压蜗轮转子(HPTR)失效导致了一起飞机事故。失效原因是一迷宫密封环的脱落。一般而言，迷宫密封环是 HPTR 必不可少的一部分。统计分析表明，大量的 HPTR 盘早早退出服役的原因是迷宫密封环的磨损。这一结果会给航空工作造成巨大的经济压力。本案例中，为了有效利用该转盘的有用 ，引擎制造商建议对该转盘进行特别改进。提出了一个再服役规划

15、：采取机加工的方式，将磨损的迷宫密封环去除，再一个分离制造的迷宫密封环安装在转盘的中心上利用 60 个销钉对迷宫密封环进行固定。这本案例中，再服役的转盘安装在了一个引擎上，该计划预计可以将转盘延寿 1000h。而该转盘在再服役了 850 个小时后发生失效。1.3.2.2 失效分析图 22 所示为 HPTR 转盘和一部分发生脱离的迷宫密封环发现迷宫密封环从转盘上脱离是其后一连串事件的开端，这些事件导致了该起飞机事故。用于紧固迷宫密封环的所有销钉要么发生了断裂要么发生了剪切变形。从转盘中提取了一些销钉，并对断面进行了检验。断面分析证实所有销钉上均存在疲劳裂纹（图 23）。分析发现迷宫密封环的轴向运

16、动导致迷宫与转盘接触面上的销钉发生变形。应力集中的存在促进了疲劳裂纹的萌生。因此，建议将装配了相似的再服役迷宫密封环的引擎退出服役，对所有的销钉进行检验，查看是否存在疲劳裂纹。此外，6 个装配有改进的 HPTR 转盘且服役了不同时间的引擎退出了服役，并对其上的销钉进行了荧光渗透检测。发现大多数服役超过 220h 的销钉上都存在又疲劳裂纹。在所有的案例中，疲劳裂纹上都有环向挤压痕迹（图 24 和 25）。图 22 （a）改进的 HPTR 转盘；（b）损坏的迷宫密封环图 23 （a）发生断裂的用于加固迷宫密封环的销钉：存在半月形区域；（b）疲劳辉纹图 24 迷宫销钉上的挤压痕迹图 25 光镜下的微

17、观组织：压痕处存在的一条疲劳裂纹（图 24 中标记区域）使用错误/一飞机活塞引擎连杆的失效2.4.1.1 失效某型飞机在很短的一段时间发了一系列事故。该型飞机装配有6 个活塞的引擎，而所有的事故据都是由于引擎失效。1.4.1.2 失效分析失效情况都很相似：6 个连杆中一个断裂成碎片（图 26），而且其他的连杆不存在明显损伤。断面分析证实连杆发生疲劳失效（图 27）。4 条疲劳裂纹在大端盖附近的螺栓排气阀表面萌发，并在一段时间内同时扩展。一旦这些裂纹达到临界长度，连杆的大端盖就会发生脱离，对引擎造成巨大损伤。端盖的其中一个螺栓在过载弯矩的作用下断裂成两块，另一个螺栓在冲击时断裂成 3 片。而螺栓

18、柄无法从残骸中取出。在其他的损伤中，曲柄销钉的加热以及轴瓦的变形值得注意（图28 和 29）。轴瓦的微观组织分析表明工作温度在 850C 左右（图30）。这清楚地表明轴承与曲柄之间存在巨大的摩擦。因为连杆的大端将活塞的线性运动转换成转动，大端的颈部区域承受循环弯曲应力。通常正常工作的引擎其弯曲应力的幅值很低。但是，在巨大的摩擦阻力的作用下，弯曲应力就会变得很大，因而疲劳裂纹也可能在应力集中区域出现，例如排气阀螺栓表面。轴瓦材料失效或者润滑 ，都可以导致轴瓦和曲柄之间过度的摩擦。 未发现轴瓦材料存在缺陷。因此润滑 可能是导致过度摩擦产生的原因。进行了详细的研究以确定润滑膜破裂的原因。下面是可能原

19、因：（a）润滑剂选用不合理；（b）泵提供的润滑剂 ；（c）超过允许值。其他导致润滑油油膜破裂的原因可能是连杆上的过载（由于超速或者引擎废气的阻塞）。前面的几个原因无法证实，而后面的两个原因可以通过构件检验确定。值得注意的是，该案例中，润滑和曲柄杆的销钉穿过一个。研究表明如果飞机沿一定方向飞行超过规定时间，油压会下降，进而导致润滑剂供应 。这可能造成润滑膜的破裂和（或）断断续续的供应，同时对轴承和曲柄销造成损伤。一旦损伤存在，后继的润滑也于事无补，连杆的失效已不可避免了。图 26 活塞引擎连杆的断裂图 27 含有疲劳裂纹源（箭头）的断面图 28 热对发生断裂的连杆上曲柄销影响图 29 轴瓦钢背的

20、变形图 30 光镜下的微观组织：（a）未受影响的轴承；（b）失效的轴承维修不当在航空业内，维修不当导致的服役过程中的失效在失效总量中占据相当一部分。尽管有严格的保养规程和步骤，但是依旧有许多失效案例，由于对方法、步骤和（或）使用工具的重视不够导致构件的提前失效。一飞机轮毂的失效某型飞机的主轮毂一直存在失效案例。在所有的案例中，发现外轮缘的一部分在翻转保养（turn round service）时缺失。轮毂材料为 L-77 和 L-42 铝合金。失效分析一发生过早失效的典型轮毂如图 31 所示。断面检测发现，断面特点为渐进的失效。检验发现断面上存在多个疲劳源。图 32 所示为上述其中一个裂纹源。

21、SEM 检验证实轮毂发生疲劳失效（图 33）。根据断面上的沙滩纹路，可以确定疲劳裂纹源。对裂纹源进行 EDX 分析，发现裂纹源处存在富含氯元素的腐蚀产物（图 34）。微观组织研究发现，裂纹源处的分支裂纹的存在是应力腐蚀开裂的迹象（图 35）。详细的研究表明在所有的轮毂上，疲劳裂纹都萌生于腐蚀坑（图 36）腐蚀坑的存在位置恰好存在着力学损伤，很可能是在更换轮胎的时候造成的。图 31 失效轮毂图 32 疲劳裂纹源（箭头）图 33 SEM 图中的疲劳辉纹图 34 EDX 能谱显示裂纹源存在 Cl 元素图 35 疲劳裂纹源处的分支裂纹图 36 疲劳裂纹源处的腐蚀坑分析结论结论 1：融合线的过渡圆角处过

22、早疲劳裂纹的出现是由于的两个脚支撑受力不均和应力集中的存在导致的。不合理的设计导致了这一结果：不仅加速了疲劳裂纹的产生 ，而且导致加工。改进 1：支撑脚的长度尽量相近以使载荷均匀分布。建议将温度传感器放置在非关键区域或者远离 单独放置。这样也可降低加工难度。结论 2：改进后支架上疲劳裂纹的产生是由于结构的刚性导致的，而刚性的存在则是改进设计引入的。分析同时表明改进前支架的开裂的原因是焊接缺陷或装配应力。因此，这样的改进是行不通的。 改进 2：统计分析发现，改进前的设计失效频率很低，而且其失效也是不可避免的。因此建议终止改进方案，继续使用原来的设计。此外，提出一条预防措施：宜进行周期性的裂纹检测

23、和后续维修。结论 3：转筒在疲劳作用下发生失效，裂纹 于铆接孔表面。铆接孔的卵形形状导致铆钉与孔之间的非均匀接触，进而导致局部的过渡变形，即应力集中，最终导致疲劳裂纹的过早出现。因此，失效是由于转筒和（或）铆钉制造不合理导致的，从上图中二者的间隙和铆钉款的卵形形状可知，铆钉与孔之间的安装误差没有达到要求。改进 3：因为铆钉与转筒的硬度相近，所以必须保证铆钉与其孔 之间的安装误差满足要求。替代方案：如果涉及允 以考虑使用硬度更低的铆钉，这样可以使加工难度将至最低。结论 4：多方的表明，执行机构支撑组件的 10 个高锁螺栓没有装配在该组件中。缺少这些紧固件的执行机构导致底部角过载，最终导致底部角发

24、生疲劳断裂，它的失效导致水平稳定器无法正常工作，造成飞机坠毁。这说明飞机在起飞前未安装 10 个高锁螺栓，同时未对这一关键组件进行检查导致了该致命事故。改进 4：无结果 5：该研究证实所有再服役的迷宫密封环都有轴向运动的存在，同时证明这样的轴向运动是不可避免的，因此再服役转盘的结构完整性和适航性都不可接受。改进 5：分析表明，特别改进计划存在如下缺陷：（1）设计不，导致密封环轴向运动不可避免；（2）销钉不易检测。HPTR 转盘每工作 500h 必须进行检测，却一直没有对再服役的迷宫密封环进行检测，这一结果令人惊讶，究其原因，很可能是不易检测。这一之后，再服役计划就此搁置。结论 6：发现连杆的失

25、效原因要么是超速要么是飞行大纲。无论是哪种情况，都是服役（service abuse）。改进 6：建议对飞行大纲进行再检验，同时确保遵守飞行要求。这次之后，飞行大纲进行了调整以使润滑失效的可能性将至最低，同时避免了类似事故的发生。结论 7： 轮毂的过早失效的机理是疲劳。疲劳裂纹萌生于应力集中的位置，这些位置都是腐蚀造成的。力学损伤破坏了表面的包含层，进而加速了腐蚀过程。改进 7：在更好轮胎的过程中，必须极度，以避免轮毂表面的力学破坏。使用过程中，局部区域保护层的破裂可能腐蚀。因此，建议在周期性的裂纹核查时，对关键区域进行光学或低倍放大镜检测，寻找可能存在的腐蚀。入股发现，就需要对这些区域进行整修，然后重塑保护涂层。研 究及其med Hanafy El-Sayed * CMRDI, Cairo, Egypt*.:; fax:.addresses: h,m事 故 的 文献出处Grooving corroof seam weldel pipelinesCase Studies in Engineering Failureysis 2 (2014) 8490事 故 分 析中 的文献（格式按 研 究 室 “ 失 效 案例 的 格式”）Zongyue Bi, Rong Wang, Xiaotian Jing. Gro