疲劳失效分析案例
fesafe橡胶疲劳案例
fesafe橡胶疲劳案例1. 橡胶疲劳是指在重复加载下，橡胶材料发生疲劳损伤，导致其性能下降或失效的现象。
这一现象在许多工程应用中非常常见，如橡胶密封件、弹性悬挂系统等。
2. fesafe公司是一家专注于橡胶制品研发和生产的企业，其产品广泛应用于汽车、机械、电子等领域。
然而，最近fesafe公司的一批橡胶密封件在使用过程中出现了疲劳失效的情况，引起了公司的关注。
3. 通过分析，发现这批橡胶密封件的疲劳失效主要集中在高温环境下。
在高温环境下，橡胶材料的分子链易于发生断裂，导致密封件失去原有的弹性和密封性能。
4. 进一步的调查发现，这批橡胶密封件的材料质量存在一定问题。
fesafe公司使用的橡胶材料供应商在生产过程中可能存在工艺不合理或原材料配方不当等问题，导致材料性能不稳定。
5. 为了解决这一问题，fesafe公司与橡胶材料供应商进行了多次沟通和合作。
首先，公司要求供应商提供材料的详细物理性能和化学成分等信息，以确保材料的质量。
6. 其次，fesafe公司与供应商共同制定了一套严格的材料测试和质量控制标准，确保每批橡胶材料都符合要求。
这些标准包括材料的硬度、拉伸强度、断裂伸长率等性能指标。
7. 此外，为了减少橡胶密封件在高温环境下的疲劳失效，fesafe公司开始研发新的材料配方。
通过添加抗氧化剂和增塑剂等添加剂，提高橡胶材料的耐热性和耐老化性能，从而延长橡胶密封件的使用寿命。
8. 在新材料配方的基础上，fesafe公司还优化了橡胶密封件的结构设计。
通过改变密封件的几何形状和尺寸，减少材料的应力集中，降低疲劳损伤的发生概率。
9. 此外，fesafe公司还引入了先进的生产设备和工艺，提高橡胶密封件的加工精度和一致性。
通过精确控制材料的硬度和尺寸等参数，减少橡胶材料的内部缺陷，提高密封件的整体性能。
10. 经过一系列的改进和优化，fesafe公司的橡胶密封件的疲劳失效问题得到了有效的解决。
新的材料配方和结构设计使得橡胶密封件在高温环境下具有更好的耐久性和密封性能，满足了客户的需求。
金属材料失效分析案例PPT
04
案例四：金属材料脆性断裂 失效
失效现象描述
金属材料在无明显塑性变形的情况下 突然断裂，断口平齐，呈脆性断裂特 征。
断裂发生时，材料内部存在大量微裂 纹和空洞。
断裂前材料未出现明显的塑性变形， 无明显屈服现象。
失效原因分析
材料内部存在缺陷，如微裂纹、夹杂物等，降低 了材料的韧性。
金属材料在加工过程中受到较大的应力集中，如 切割、打孔等操作，导致材料内部产生微裂纹。
失效机理探讨
电化学腐蚀
金属材料与腐蚀介质发生 电化学反应，导致表面氧 化或溶解。
应力腐蚀
金属材料在应力和腐蚀介 质的共同作用下发生脆性 断裂。
疲劳腐蚀
金属材料在交变应力和腐 蚀介质的共同作用下发生 疲劳断裂。
03
案例三：金属材料热疲劳失 效
失效现象描述
金属材料表面出现裂 纹
疲劳断裂，即在交变 应力的作用下发生的 断裂
02
疲劳断裂通常发生在应力集中的 部位，如缺口、裂纹或表面损伤 处。
失效原因分析
金属材料在循环应力作用下，微观结 构中产生微裂纹并逐渐扩展，最终导 致断裂。
应力集中、材料内部缺陷或表面损伤 等因素可加速疲劳裂纹的萌生和扩展 。
失效机理探讨
金属疲劳断裂是一个复杂的过程，涉及微观结构、应力分布、材料缺陷等多个因素。
应力腐蚀开裂
在腐蚀介质和应力的共同作用下，焊接接头 处发生应力腐蚀开裂，裂纹扩展导致断裂。
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金属材料在低温环境下工作，材料的韧性下降， 容易发生脆性断裂。
失效机理探讨
金属材料的脆性断裂通常是由 于材料内部存在缺陷或应力集 中导致的微裂纹扩展。
在低温环境下，金属材料的韧 性下降，容易发生脆性断裂。
飞机微动疲劳失效的案例
飞机微动疲劳失效的案例
XXXX年X月X日,“彗星1号”客机从意大利的罗马起飞，航班的目的地是英国伦敦。
然而不幸的是，起飞后不到半小时，机身突然在空中爆裂，随即从9000米的高空坠入地中海，机上所有乘客和机组人员全部罹难。
这次事故震惊了全世界。
此前，人们对空难的认识并无深刻印象。
英国的航空专家成立了专门的调查组，分析事故原因。
更令人震惊的是，时隔不久, 另一架“彗星”号飞机也发生了同样的事故，坠毁在意大利的那不勒斯海中。
在XXXX年X月至XXXX年X月的不到一年的时间里，投入航线的9架“彗星”号飞机，竟有3架以完全相同的方式在空中解体。
打捞出来的飞机残骸中，一扇窗户上发现有裂痕。
与此同时，研究人员对已经停飞的“彗星”号飞机逐个进行严格的试验检测，他们把飞机放在一个极大的水槽里，用水反复加压，模拟飞机在空中高速飞行时受到空气摩擦、阻力、压力、震动等各种载荷的影响。
这项实验前后一共进行了9000多个小时，发现飞机蒙皮出现了裂痕，与失事飞机残骸上的裂痕相似。
结论有了：“彗星”号飞机在飞行中由于金属部件发生疲劳裂纹而造成了解体事故。
历史表明，如果不是“彗星”号飞机事故，人们对疲劳的认识还可能推迟一段时间。
疲劳破坏的案例
调查项目：疲劳破坏的案例1.航空发动机高压涡轮盘的裂纹航空发动机高压涡轮盘在使用后进行大修，对涡轮盘进行荧光检查，显示在涡轮盘辐板与封严臂根部转接处存在裂纹。
下图为扫描电镜对裂纹断口的观察理论分析臂根部的转接处，分布约3／4圆周，裂纹不连续，各裂纹各自起源，且裂纹源区粗糙，为典型的大应力起源特征；裂纹断口可见疲劳特征。
对开裂涡轮盘各部位进行外观尺寸检查，各关键尺寸均符合设计要求；裂纹附近亦未见明显的加工缺陷。
对涡轮盘材料进行了化学成分分结果表明，其化学成分符合标准要求；在故障件上取样进行了室温和高温下的力学性能测试，试验结果均满足标准要求。
涡轮盘在飞机飞行状态改变时所承受的离心力最大，此离心力为涡轮盘承受的主要应力。
从应力和寿命计算结果看，由于应力集中系数较大，涡轮盘辐板与后封严臂转接处为应力最大的位置，是涡轮盘最容易萌生裂纹的部位之一根据以上分析可得结论：故障涡轮盘辐板与后封严臂转接处的裂纹性质为低周循环疲劳开裂，该位置的疲劳应力过大是开裂的主要原因。
改进方法涡轮盘辐板与后封严臂转接处发生低周疲劳开裂，主要是应力水平较大，寿命储备低。
因此，一方面应在不影响涡轮盘功能的情况下增大该位置的R值，以降低该位置的应力集中系数，进而降低该位置的应力。
另一方面，在可能的情况下，提高涡轮盘的疲劳性能，增强其抗疲劳能力。
2.柴油机齿轮失效齿轮材料为45号钢，齿轮制造工艺为锻造→正火→粗加工→调质→精加工→滚齿→齿面淬火→磨齿。
齿轮上掉块的断口形貌。
在断口上能观察到贝壳状条纹，裂源区有许多宏观疲劳台阶条纹，裂源产生于齿根处，并有多个疲劳源。
理论分析该柴油机齿轮断裂属多源疲劳断裂。
引起疲劳的主要原因是由于热处理工艺控制不当，齿根及齿侧面未淬硬，因此造成齿根部材料的疲劳强度远低于设计要求，而齿根处所受工作应力较高，故导致在齿根处产生早期疲劳断裂。
这是热处理不良照成的缺陷，属于塑性畸变失效。
3. 汽车变速箱齿轮失效失效齿轮为载重汽车变速箱一挡齿轮，由渗碳钢制造，在进行台架试验时，未达到设计要求就发生断齿现象。
金属构件失效分析
03
金属构件失效案例分析
案例一：疲劳失效
总结词
疲劳失效是金属构件最常见的失效形式之一，由于在循环应力或交变应力的作用下，金属构件逐渐产生疲劳裂纹 并扩展，最终导致断裂。
详细描述
疲劳失效通常发生在承受循环应力或交变应力的金属构件中，如发动机曲轴、齿轮等。疲劳裂纹通常起源于构件 表面或亚表面，裂纹扩展过程中会受到应力集中的影响，如缺口、划痕等。疲劳失效的原因包括材料缺陷、应力 集中、温度变化等。
05
结论
金属构件失效分析的意义
保障工业安全
通过对金属构件失效进行分析，可以及时发现潜在的安全隐患， 避免因构件失效导致的工业事故。
提高产品质量
通过失效分析，可以找出产品设计、制造或使用过程中的问题，为 改进产品提供依据，提高产品质量。
促进科技进步
失效分析涉及多个学科领域，如材料科学、力学、化学等，对促进 相关学科的科技进步具有重要意义。
金属构件失效分析
目 录
• 引言 • 金属构件失效分析方法 • 金属构件失效案例分析 • 金属构件失效预防措施 • 结论
01
引言
主题简介
金属构件失效分析是一门研究金属构 件失效原因、失效模式和失效机理的 学科。
它涉及到材料科学、力学、腐蚀科学 等多个领域，对于保障金属构件的安 全可靠性和延长其使用寿命具有重要 意义。
THANK YOU
严格控制加工过程
确保金属构件在加工过程中不受损伤 ，如防止过度切割、弯曲或冲压，以 减少应力集中和微裂纹的形成。
定期进行维护和检查
制定维护计划
根据金属构件的使用环境和条件，制定合理的维护计划，包括定期清洁、涂层保护和紧 固件检查等。
定期检查与监测
宇航单机元器件随机振动疲劳失效分析
宇航单机元器件随机振动疲劳失效分析随着航天技术的不断发展，宇航单机元器件在工作过程中会遇到各种各样的挑战，其中之一就是振动疲劳失效。
振动疲劳失效是指元器件在受到振动作用下，由于材料疲劳强度不足或者应力集中等原因，导致元器件的性能和功能逐渐下降，最终失效的现象。
在宇航领域中，这种失效往往会导致严重的事故，因此对于宇航单机元器件的振动疲劳失效分析显得尤为重要。
一、振动环境在宇航领域中，宇航单机元器件在工作过程中会遇到多种不同的振动环境，主要包括以下几种情况：1. 发射阶段：在火箭发射过程中，宇航单机元器件会受到来自火箭发动机和火箭本身的各种振动作用。
2. 轨道阶段：一旦进入轨道，宇航单机元器件还会受到来自宇宙辐射、微重力以及空间垃圾碎片等因素的影响。
3. 返回阶段：当宇航员或者宇航飞船返回地球时，再次经历大气层的冲击和重力加速度会给宇航单机元器件带来不同程度的振动作用。
以上振动环境对于宇航单机元器件的振动疲劳失效都会造成一定的影响，因此需要进行详细的分析和研究。
二、振动疲劳失效分析方法针对宇航单机元器件的振动疲劳失效分析，通常采用以下几种方法：1. 数值模拟分析：通过数值模拟分析软件对宇航单机元器件在不同振动环境下的受力情况进行模拟计算，得到元器件受力情况的数据。
2. 振动试验分析：利用振动台或者振动测试设备对宇航单机元器件进行振动试验，获取元器件在不同振动频率和振动幅度下的振动响应数据。
3. 实验观测分析：将宇航单机元器件安装在宇航器上，通过对宇航器进行实地观测，获取元器件在实际工作环境下的振动情况和振动响应数据。
三、振动疲劳失效评估指标在进行振动疲劳失效分析过程中，需要制定一系列的评估指标来评估元器件的振动疲劳性能，主要包括以下几个方面：1. 疲劳寿命：通过对元器件进行振动试验或者数值模拟分析，可以获取元器件在特定振动环境下的疲劳寿命数据，即元器件在该振动环境下能够承受的振动次数或者时间。
3. 损伤程度：通过对元器件进行振动试验或者数值模拟分析，可以获取元器件在振动作用下的损伤程度数据，包括应力分布、裂纹情况等。
橡胶衬套疲劳失效案例分析与优化
2810.16638/ki.1671-7988.2020.13.009橡胶衬套疲劳失效案例分析与优化李奕宝，罗谢盼，林家荣（广州汽车集团股份有限公司汽车工程研究院，广东 广州 510640）摘 要：针对某车型控制臂衬套整车耐久路试失效问题，通过分析路谱载荷，以提高衬套抵抗大扭矩变形为目标，重新定义与之相应的试验条件，并对衬套刚度和结构进行优化设计，优化后的衬套通过了新试验条件的台架验证，并通过整车耐久路试验证。
台架试验和整车耐久路试结果表明，通过分析路谱载荷重新定义的试验条件合理，衬套经优化设计满足整车耐久性能要求。
关键词：结构；路谱；耐久；静刚度中图分类号：U462.1 文献标识码：B 文章编号：1671-7988(2020)13-28-03Analysis And Optimization Of Fatigue Failure Case Of Rubber BushingLi Yibao, Luo Xiepan, Lin Jiarong（GAC Automotive Engineering Research Institute, Guangdong Guangzhou 510640）Abstract: To solve the control arm bushing failure problem in real car endurance test, an optimazation design of bushing stiffness and structure to improve the torque deformation is carried out by analyzing road load. And a novel corresponding bench test method is proposed. The optimized bushing has passed the bench test according to the novel bench test method, and its endurance performance is validated by the real car endurance test. The validity of the novel corresponding bench test method derived by road load and the endurance performance of the optimized bushing have been proved by the results of bench test and real car endurance test.Keywords: Structure; Road Spectrum; Durability; Static stiffnessCLC NO.: U462.1 Document Code: B Article ID: 1671-7988(2020)13-28-03引言随着汽车零部件制作工艺和精度的不断提升， 路面等级的不断优化，发动机及底盘本身引起的振动噪声问题凸显出来，消费者对于整车的舒适性要求越来越敏感，橡胶衬套，作为底盘的重要减振部件，发挥着极其重要的作用。
材料疲劳案例分析及设计
A. 减缓应力集中的措施
• 紧配合的轮毂与轴的配合面边缘处，有明显的应力集中。 若在轮毂上开减荷槽，并加粗轴的配合部分，以缩小轮毂与 轴之间的刚度差距，便可改善配合面边缘处应力集中的情况
飞机金属疲劳与腐蚀疲劳
• 统计数据表明，飞机结构中有半数以上的破坏形式与 腐蚀或腐蚀疲劳有关。
• 由于具有重量轻、强度好等优越性能的高强度铝合金
已成为航空领域中使用最为广泛的金属材料。然而从
目前对高强度铝合金腐蚀疲劳的研究成果来看，铝合
金对腐蚀引起的破坏是敏感的，腐蚀环境往往会使铝 合金结构的疲劳寿命大大缩短。
材料疲劳破坏案例
报告内容
波音747的疲劳开裂 摩托车发动机连杆断裂原因分析
波音747的主要尺寸
波音747的疲劳开裂
波音747外表皮的成分分析： • 设计师为了减轻飞机自身重量，使得飞机能减少耗油量能 飞得更远，表皮采用的是铝合金。 波音747飞行速度与常识：
• 波音747一经问世，便赢得了全世界乘客的青睐。747集先 进技术于一体，是世界上最先进、燃油效率最高的飞机。 747-400是目前生产的唯一747机型，在气动性能方面有了 许多重要的改进。波音747是目前世界上运用最广泛的客 运飞机，也是最快的亚音速飞机，其速度能达到音速的 85%，即900km/h。
A. 减缓应力集中的措施
• 在角焊缝处，采用坡口焊接，应力集中程度要比无坡口焊接 改善的多。
B. 增高表层强度
用机械法强化表层（如滚压、喷丸等），使构件表面形 成预压应力层，减弱易引起裂纹的表面拉应力，从而提高疲 劳强度。或采用热处理和化学处理 ，如高频淬火、渗碳、氮 化等。
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2、回转支承概况
z 型号：133.50.3150.03K2。 z 其滚道中心圆直径为φ3150mm， z 外径约为φ3432mm，外圈总厚约为258mm z 外圈材质为42CrMo，锻后经调质处理 z 要求硬度：207HB～262HB；滚道面经表面淬火,
z 变形明显，裂面两 侧难以平整拼合
z 连接套安装孔在端 部明显被拉长
z 该处破断在高应力 下发生
2、前左角上支座 宏观检测
后连接套的断面
z 断面粗糙黄褐色 z 断面形貌表明该断面
处先期过载撕裂，而 后另一侧断面发生变 形拉裂
2、前左角上支座
金相分析
弦杆基体
z 明显未焊透 z 在弦杆近焊缝一
侧的热影响区可 见横向分布的裂 纹台阶处为弦杆 横向断面
压伤区表层二次淬火形貌
表层有一白亮 层，为二次淬 火带，拟与挤 压高速擦伤相 关，表明在瞬 间形成，该区 组织为马氏体
5、金相分析
下外圈后端凸台面
表面有开裂现 象，基本沿直线 状弯曲分布，长 约190mm。
5、金相分析
带状组织偏析发达
断面区切向截面
5、金相分析
压伤区边缘开裂形貌
滚道压伤区
压伤区边缘的
返回
1、概况
z 塔机的上、下支座体由矩形型钢焊接组成
支座体四角为 弦杆，材质为 Q235B。支座 体四角的连接 端部焊接连接 套：
1、概况
破裂件复位示意图
z 前左角、后左角处的 连接套近焊区拉裂；
z 前右角、后右角连接 套近焊区拉裂。
z 部分连接套拉长、变 形
2、前左角上支座 宏观检测
z 破断发生在弦杆近 后连接套区域
Mn 0.65
0.50～ 0.80
P 0.014
≤0.025
Cu 0.16
≤0.20
7、力学性能测定
• 拉伸试验 截面上切向取样，制样（φ10mm ）后 测得力学性能：
7、力学性能测定
z 冲击试验： 截面上取样，按标准制样，测得吸收功：
切向：室温（KU2）：28.0J； 34.5J； 41.0J （平均：34.5J）
-20℃（KV2）： 19.0J； 6.0J； 9.0J （平均：11.3J）
轴向：室温（KU2）：24.0J； 33.0J； 40.0J （平均：32J）
（按CB/T3669标准第5.3.2款：要求相关钢材在-20℃时，三个冲击试样的 平均KV2≥42J）
9、分析意见
z 由金相分析可看到，组织带状枝晶偏析发达， 将影响其综合性能。
z 径向截面上，越程槽转角淬火区测定维氏硬度 634；629；634 （HV1），（相当于57.0HRC）
7、力学性能测定
z拉伸试验结果
项目
GB/T 17107 42CrMo
来样
截 ≤100mm
面
尺 寸
100～160mm
Rp0.2 N/mm2
645 650
550
截面上切取φ10mm试样
Rm N/m2 865
回转支承中心约呈
45°角度，其余
1/3圈随上部结构一 断面
断面
起翻落
1、事故概况
z 先期通过了短伸臂（36m）的载荷试验，再 更换长伸臂（64m），在回转半径（起重幅 度）63.5m时，又通过额定起重量25t试验。
z 在进行1.25倍额定载荷（31.25t）的静载试 验时，操作人员报告，力矩限制器显示起重 量为27t后，稍作停留，再次起吊时，听到上 部发出巨响，几秒后，上部结构（起重臂、 回转平台、回转机构、配重、人字架、司机 室等）前后摆动后翻落。
开裂由转角越程槽（上）向底（下）扩展。
2、回转支承概况
• 回转支承下 侧外圈发生 周向破裂，
• 内圈未见异 常损伤现象 ，其安装螺 柱未有松动 及变形
3、宏观检测
断裂面下外圈径向截面形貌
断裂沿转角 约45°方向 发展
3、宏观检测
后端区域（12点钟）断面宏观形貌
沿转角的断面边缘 有纵向小台阶，分 布在相对平细带上 ，并向底部呈辐射 状扩展，在安装孔 处，断面呈光亮的 撕裂擦伤的弧形带
1、概况
z塔机翻落直接原因
上、下支座体的 连接套区域破断 引发：有的在焊 接区域把弦杆拉 裂、有的把连接 螺栓拉断
9、分析意见
z 由电镜分析及金相分析还可看到，来样越程槽及 转角处的表面拉伤及刀痕明显，尤其转角处的转 角半径较小，必将在运行中引发很大的应力集中 效应。而且当转角处为非正常调质组织（马氏体 等）时，其诱发开裂几率将更大
900
A％ Z％ 18.5 51.5 12 50
800 13 50
8、化学分析
元素 来样 国标
元素 来样 国标
C 0.37
0.38～ 0.45
S 0.006
≤0.025
Si 0.32
0.17～ 0.37
Cr 1.00
0.90～ 1.20
Ni 0.048
≤0.30
Mo 0.16
0.15～ 0.25
Wt%
4、扫描电镜分析
下外圈后端区断面
（11点区）断面近边缘越程槽表面开裂形貌
4、扫描电镜分析
下外圈后端区断面
11点区
局部区域， 可看到沿转 角及刀痕开 裂的形貌， 断面起始与 刀痕相关
转角
越程槽平面
4、扫描电镜分析
下外圈后端区断面
11点区
断面近越程 槽边缘处断 面较平细， 呈解理、准 解理花样。
4、扫描电镜分析
z 由金相分析及硬度测定结果可看到，滚道表面 淬硬层在越程槽的分布不均匀，且不合理，将 影响转角局部区域的合理韧度。同时，转角处 圆周一侧表层的淬火层深浅不一，且局部伸至 越程槽。由此可见，越程槽处于异常的热处理 应力中
9、分析意见
z 由力学性能测定结果可看到，来样基体（切向 方向）的抗拉强度、规定非比例延伸强度均处 于相关技术条件的下限，尤其冲击吸收功过 低，且波动较大
案例
案例
1、塔式起重机翻落事故分析 • FZQ 2400 t·m塔式起重机 • TC5510自升塔式起重机 2、挖掘机回转支承异常磨损分析 3、325C液压挖掘机驱动轴断裂分析 4、钢丝绳断裂分析（两例） • 过载断裂 • 损伤后过载断裂 5、空箱堆高机提升架支座断裂分析
塔式起重机翻落事故
FZQ 2400 t·m 塔式起重机 起重能力： 长臂64m时，(7.5m，140t)
(63.5m，25t)
塔身最大自立高度59m
1、事故概况
z 塔机塔身与基础 连接未发生破坏
z 上部结构翻落在 塔身左侧（操作 人员方位）
z 臂架结构破坏 z 桁架结构散落
1、事故概平面呈45°斜面，断口毛糙
z 在残留圈左右两侧
各发现两个断裂
面，长度约
400mm，断裂面与
概述
z 机械部件失效形式，按失效模式及失效机理一 般分为：变形失效、断裂失效、磨损失效及腐 蚀失效。在所有失效事故中，断裂失效占有主 要份额。
z 在失效分析中由于最终目的不同，其分析的深 度、广度及重点不尽相同。本文所列失效分析 案例是以“物证”分析为主体的失效分析，注重于 构件的材质、工艺（冷、热）及服役条件的综 合分析。
概述
z 科学技术是在失败与成功中不断提升， 机械装备及构件是在失效与提高中不断 发展。通过失效分析可找到提高质量、 提高可靠性的方向，是一种促进发展的 重要手段。
概述
z 失效分析目前已发展成为一门综合性的学科，波及力 学、断裂学、材料学、化学、数学、断口学、裂纹 学、工艺学、以及机械设计、制造、检测、管理等多 方面的知识，同时还需要很丰富的实践经验。失效分 析的准确性与时效性代表一个国家的科学技术水平
距表面距离㎜ 2.0
HRC
52.5
3.0 51.0
4.0 51.0
5.0 48.0
6.0 24.5
DS=5.0㎜(以48HRC为界)
6、硬度测定
z 径向截面上中部区域测定布氏硬度： 262； 260； 260 （HBW 5/750）
z 近断面的切向截面上不同区域测定维氏硬度： 浅色区域： 300； 300； 299 （HV1） 深色区域： 265； 266； 265 （HV1）
5、金相分析
下外圈旁侧滚道区
径向截面
z 可见滚道 表面淬火层分
布不均匀 z 越程槽淬透组
织不均匀
5、金相分析
下外圈旁侧滚道区
径向截面
断面表层浅色 区组织为：保 持马氏体位向 的索氏体+贝氏 体；深色区组 织为：珠光体+ 铁素体
5、金相分析
下外圈后端滚道区
在另一截面上，同样 可看到在越程槽转角 处开裂现象
z 由下外圈凸台处金相分析可推断，该处的开裂 发生在锻造中，表明锻造工艺控制不当，且与 JB/T10837-2008中第4.2.2规定不符。但该处 开裂与来样破断无关
TC5510自升塔式起重机翻落事故
1、概况
总高达50m， 起重臂长达
55m， 最大起重能力为 5t，起重时， 上半部配重端 突然向后倾翻落
5、金相分析
径向截面
断面表层起 伏及斜向下 （左）的二 次裂纹，呈 高应力下撕 裂形态
下外圈旁侧滚道区
5、金相分析
下外圈后端滚道区
近断面处，可见沿越程 槽转角开裂形貌且与带 状组织相关
5、金相分析
滚道压伤区
径向截面
表面下陷，下 陷坑边缘有垂 直表面的裂纹 其表层深色带 为淬火组织
5、金相分析
滚道压伤区
1、事故概况
z 地面上塔机上部结构从 回转支承下部外圈砂轮 越程槽处断裂
z 并发现数块回转支承下 部外圈的碎片，长度约 在300~500mm，滚柱散 落较多