第十章-宇航飞行器失效分析及案例2010

第十章宇航飞行器失效分析及案例,10.1宇航飞行器种类及服役状态10.2宇航飞行器失效类型及特征10.4飞机结构失效分析及案例10.4.1飞机空中解体失效及分析10.4.2飞机起落架零部件失效分析案例10.5航空发动机零部件的失效分析及案例10.5.1压气机工作叶片断裂分析案例10.5.2压气机导向叶片断裂分析案例10.5.3压气机盘断裂分析案例,10.1宇航飞行器种类及服役状态10.1.1宇航飞行器的种类飞行器：航空器、航天器、火箭、导弹、鱼雷等。,10.1.2飞机的结构特点大多数飞机都是由机身、机翼、尾翼、起落装置和动力装置等五个主要部分组成的。,法国“阵风”战斗机的主要组成,大型飞机机身还可分为机头、前机身、机身中段、后机身、机身尾段。,10.1.3发动机的典型结构航空发动机类型：活塞式发动机、火箭式发动机和空气喷气发动机。空气喷气发动机又分为冲压式喷气发动机和燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机主要包括涡轮喷气、涡轮风扇、涡轮螺旋桨、涡轮轴等发动机。,涡轮喷气发动机示意图1-进气道；2-压气机；3-燃烧室；4-涡轮；5-尾喷管,10.1.3发动机的典型结构,涡轮风扇发动机示意图1-进气道；2-压气机；3-燃烧室；4-涡轮；5-风扇；6-尾喷管,10.1.3发动机的典型结构,压气机转子叶片的几种安装方法,10.1.4航空器结构与受载特点,结构特点：（1）设计安全系数小，结构大都承受很大载荷。由此易促进应力作用下腐蚀破坏的发生。（2）比强度高材料的普遍应用，使耐蚀性能降低。飞机绝大部分结构材料选用比强度高的铝合金、钛合金、镁合金、超高强度钢等，这些材料要么耐蚀性低，要么对应力作用下的腐蚀敏感。（3）飞机大部分为薄壁结构，面积大、厚度小，轻微腐蚀便对结构强度有很大的影响。（4）为充分利用各种材料的性能，飞机使用的材料品种多，异类金属材料接触易因电偶作用而产生电偶加速腐蚀。（5）为求结构的“轻、强、刚”组合，并充分利用有限空间，飞机构造比较复杂，内部不开敞，通风不良，易引起水分积聚，促进腐蚀。,10.1.4航空器结构与受载特点,受载特点：飞机机身典型受力形式及其对比,飞机承受的载荷一般可分成以下三类：1)气动载荷:飞机在运动时空气对飞机作用的力产生的载荷。2)惯性载荷:飞机在作直线加速或角加速运动时飞机质量惯性力产生的载荷。3)起落架地面载荷:飞机与地面接触时地面对飞机作用的力产生的载荷。,按飞机在运行中的不同阶段对载荷的分类情况,10.1.5航空器腐蚀环境特点,（1）复杂的气候条件：经受风吹、日晒、雨淋、雪打和夜露等外部环境的作用。热带、亚热带、温带，气候普遍潮湿。（2）苛刻的大气环境：工业区上空聚集有大量的腐蚀性物质，如SO2、H2S、Cl2、HCl、NO2、NH3、CO、CO2等，NaCl、CaCO3、氧化物等，雨水和露水的酸度值（pH）可达4.0，较一般农村大气环境（pH6.5）腐蚀性明显增加。海洋上空及沿海地区上空聚集有含盐分蒸汽。雨水中飞行遭受雨水的冲刷侵蚀。,（3）较大的温差变化：从地面到高空，温度可从40剧降到零下50（一万米高空；机场停放时，日夜温差很大。使潮气在飞机内外表面凝结水膜，内部积聚水分。（4）局部高温环境：发动机燃烧室、涡轮盘、导向叶片（高于900，超音速飞行气流加热，当马赫数为3时，机体表面温度可达300，马赫数为5时，可达900。靠近发动机部位以及军用飞机炮舱部位的机体结构工况温度高。（5）其它特殊的腐蚀因素：1）海水腐蚀：水上飞机、舰载飞机2）特殊腐蚀部位：民机厨房、厕所、货舱3）冲蚀问题：飞机在起降过程中，地面上卷起的含盐、碱沙土和雨水的冲刷4）低熔点金属致脆破坏：飞机上仪表中水银（Hg）、零部件与低熔点金属材料接触5）加工过程中的腐蚀与氢脆：切削液、除油剂、酸洗液、电镀液、清洗剂，甚至手汗6）除冰液等引起的腐蚀,10.4飞机结构失效分析及案例10.4.1飞机空中解体失效及分析【歼五机翼大梁断裂分析】事故描述：1972年12月，某歼5飞机作高空俯冲特技表演飞行时，突然一声巨响，飞机于空中解体失效，零部件象雪片一般飞落地面，造成机毁人亡一等事故。失效分析：（1）收集残骸：事故后，随即收集残骸，并进行拼凑分析；（2）确定肇事件：分析表明发现引起飞机空中解体的原因是飞机机翼主梁空中断裂。（3）调查肇事件的历史：该机的机翼大梁是1959年出厂交付使用的。在飞行763小时后，经修理厂修理，又随飞机给了700小时的使用寿命，飞机发生空中解体时共飞行973小时51分。,（4）化学成分分析该飞机机翼主梁为30CrMnSiNi2A超高强度钢模锻件，其化学成分分析结果列于表所示。化学成分分析结果表明碳含量接近上限。失效件化学成分分析结果,（5）机械性能分析于失效件上取样测得机械性能结果列于下表。失效件机械性能中硬度、强度偏高，韧性偏低。失效件机械性能测试结果,（6）断口分析1）宏观断口：失效件断口宏观形貌为粗糙度大放射状的撕裂棱花样特征（图1示），表明加载速率很大断裂源位于螺栓孔内壁粗糙处，属典型的解理断口（图2）。失效件宏观断口裂纹慢速扩展区有疲劳弧线，但疲劳扩展区面积很小，绝大部分为瞬时断裂区。,图1左翼大梁低倍断口（0.5）,图2第一螺栓孔断口局部放大（0.8）,2）微观断口：断口源区微观形貌特征具有河流花样特征和疲劳条带（图3）。因此，该飞机空中解体失效系30CrMnSiNi2A钢机翼主粱空中解理断裂所引起，随后经过短暂的疲劳裂纹扩展，然后在过大载荷作用下发生失稳瞬时断裂。,图3平坦区的疲劳条带（2300）,（6）原因分析：30CrMnSiNi2A钢机翼主粱空中解理断裂的原因是由于特技表演过载太大；加上原材料含碳量偏高，强度高，韧性低，脆性大；同时，当时北方环境气温低；以及螺栓孔加工粗糙等因素综合作用的结果。（7）改进措施的提出根据上述分析，对同机型飞机大梁采取如下改进措施：1将8m长的铝垫板割成几段，以减轻第一、二螺栓孔处的载荷水平。2将直径原为6mm的螺栓孔加工至7mm，并倒角，以排除使用中出现的大部分裂纹。然后，对螺栓孔内壁进行挤压变形强化，以改善内壁表面粗糙度和预加残余压应力，改善抗疲劳性能。,【飞机主起落架活塞杆裂纹分析】失效事件描述：1980年，某部队在定检使用至119次起落的飞机主起落架时，发现活塞杆有裂纹。该主起落架由GC4超高强度钢制造，活塞杆是由自由锻件和厚壁钢管两部分焊接而成的。表面电镀Cr处理。裂纹发生在焊缝边缘靠钢管母材一侧，且与焊缝平行（图1）。,图1主起落架活塞杆裂纹外貌,10.4.2飞机起落架零部件失效分析案例,失效分析：（1）金相组织分析垂直于焊缝将失效件切开后，进行金相观察，发现裂纹位于母材的热影响区，裂纹起源处有显微疏松和微裂纹，此区域是焊接时基体的半熔化区（图示，白层为Cr镀层）。,裂纹金相形貌（600）,（2）断口分析将裂纹打开，断口呈黄褐色，相当于低温回火的颜色。,裂纹打开后的形貌（2）,（2）断口分析对断口作二次复型透射电镜观察，发现有腐蚀特征的沿晶断裂(图4)。表明，大部分裂纹受到腐蚀。在靠近新打开的断口处，呈现出比较干净的沿晶断裂特征。经SEM观察，断口为准解理和沿晶断裂混合特征(图5)。基体断口是准解理和韧窝。,图4断口二次复型电镜形貌（沿晶）（7000）,图5准解理和沿晶混合特征（1200）,可见：零件的裂纹是由基体半熔区的晶间显微疏松和晶间微裂纹引起的。断口上未发现由于零件热处理加热过程引起的高温氧化。因此，裂纹只能在淬火后到最后一次相当于回火处理的这段时间内产生。（3）零件加工历史：1）热处理：此零件系经甲醇裂化气氛炉加热，故渗有一定量的氢。零件淬火后先经190除氢16小时，然后经260回火6小时，机加磨削后经220温度3小时去应力处理。2）最后经镀铬和随后的除氢处理。（4）模拟试验：为了考查裂纹究竟在什么工序产生，专门制造三个模拟件，按生产流程进行跟踪检查。结果发现，淬火后至除氢前的停放时间对产生裂纹的影响最大。在三个试件中有两件在停放过程均产生裂纹，从开始停放到产生裂纹的延续时间大约为715天。,（5）分析结果综合分析表明，本例裂纹形成的有关主要因素包括：焊接缺陷，主要是显微疏松和微裂纹；在甲醇裂化气氛中零件吸入的氢；结构应力。在上述三个因素中，只要控制第1个因素(严格控制焊接工艺参数和每道焊缝的层间温度)和适当抑制第2个因素(限制淬火后停放时间)，基本上可以避免此类裂纹的产生。（6）结论飞机主起落架活塞杆裂纹为氢致开裂所致，氢的主要来源是零件热处理时的甲醇裂化气氛，焊缝附近半熔区的晶间显微疏松和显微热裂纹（残余应力）是氢致开裂的裂源。,【LD10铝合金制主起落架刹车轮毂失效分析与预防】刹车轮毂：是飞机起落架上重要的组成部分，其功能是缩短飞机着陆滑行距离，保证飞机安全着陆。失效情况描述：某型飞机上的主起落架刹车轮毂，选用LD10铝合金，经粗加工和热处理后，再进行精加工，最后经表面硫酸阳极氧化处理和表面喷漆等工序制造而成。该轮毂在使用过程中先后发生两起轮胎漏气故障，实际使用寿命仅为规定值的5左右，严重危及飞行安全。,图1、轮毂外观A充气孔；B、C、D堵气孔,失效分析：（1）轮毂结构分析：轮毂的外形如图1所示，由8个凸台，1个充气孔，3个堵气孔等组成。轮毂外廓与轮胎相通。漏气部位在堵头D凸台的下方，在该处存在一条裂纹。,（2）轮毂裂纹分析裂纹的位置及外观特征：将堵头D连同凸台从轮鼓上切下，如图2所示。1）裂纹位于凸台与斜面相交所形成的圆弧过渡区内。2）裂纹周围的表面可见到有不连续的阳极化黄色，该区内未见防护漆层。裂纹极细(1mm)，说明裂纹闭合性与偶合性较好。裂纹周围的圆弧区内加工粗糙，表面处理及表面喷漆未达到要求。,图2切下的带凸台的堵头外观,（3）断口分析将裂纹打开，其断口形貌见图3。断裂起始于轮毂内壁表面，呈线源特征，有多个台阶；断裂扩展面呈黑色，为圆弧形，弦长约21mm，弧高约3mm，断面与堵气孔相交约半个气孔大小；人为打断区呈均匀的灰色，明显不同于裂纹扩展面。由此可以断定，漏气是因为由圆弧区表面起始的裂纹，沿径向扩展到与堵气孔相通而导致轮胎漏气失效。,图3断口低倍形貌箭头指向裂纹扩展方向,（3）断口分析SEM断口形貌如图4（a）所示，它们都呈现出脆断韧断脆断交替出现的规律(图4（b）)。即出现多个具有解理特征的断裂小平面厚度不等的韧窝撕裂带具有解理特征的断裂小平面。从图4(b)中解理河流花样的走向看，裂纹不是起源于孔边，而是从表面扩展过来的。另外，在源区内的局部还存在颗粒状的腐蚀产物，见图4(c)。腐蚀产物电子能谱仪(EDS)分析，主要为C1、S、Na、Ca等元素。人为打断区均为韧窝特征。,（a）裂纹源区（解理）（b）孔边形态（韧-脆交替）（c）断口腐蚀产物图4断口微观形貌特征,（4）综合分析1）断裂特征：脆断区具有解理台阶、河流花样构成的小平面，是铝合金应力腐蚀断裂的重要特征；韧断区呈韧窝特征。裂纹的脆断区是飞机停放过程中由静载引起的应力腐蚀开裂；韧断区是飞机在起落过程中由动载作用引起的快速开裂。即“脆断韧断脆断”交替断口特征对应飞机“停放起落停放”过程。2）SCC三要素分析：敏感的材料；特定的腐蚀环境；一定的应力水平。LDl0是A1CuMgSi系铝合金，具有应力腐蚀敏感性；圆弧过渡区闭塞，喷漆困难，加工粗糙，阳极化不连续，表面未得到良好保护，给轮毂遭受腐蚀提供了条件；轮毂在使用中承受着工作应力、残余应力和热应力等的综合作用。工作应力为30MPa左右；用X射线法测得裂纹边缘残余拉应力在23MPa到137MPa；同时，轮毂在刹车过程中有较大的温度变化，会出现一定的热应力。裂纹所处的位置，壁厚最薄，圆弧半径偏小，还存在一个2的堵气孔，是轮毂中承力的最薄弱环节。在裂纹起源处的实际应力水平可能已经达到或超过LDl0铝合金应力腐蚀断裂所需的临界应力强度值。即从SCC三要素构成了应力腐蚀破坏的充分条件。,（5）结论根据以上综合分析，可得如下结论：(1)轮毂漏气失效是由于起始于轮毂内表面的裂纹扩展至与堵气孔贯通而导致的失效；(2)裂纹起始区为穿晶型应力腐蚀脆性开裂，扩展区为动载韧断与穿晶型应力腐蚀脆裂混合型断裂；(3)圆弧半径过小与圆弧过渡区加工粗糙引起的应力集中以及表面防护层不完整是轮毂出现早期应力腐蚀开裂的原因；（6）技术改进及效果实践表明，通过加大圆弧半径及提高圆弧过渡区的加工质量，改善喷漆工艺，加强表面防护处理（喷丸强化和提高表面保护层的完整性等），杜绝了类似故障的发生。,10.5.1压气机工作叶片断裂分析案例【某发动机四级压气机工作叶片榫头断裂分析】失效故障描述：某发动机工艺长期试车，试到14阶段2h发现不正常，后来因喘振而被迫停车。分解检查发现四级压气机工作叶片，装配号为7#、30#、35#、38#和41#共五片叶片折断。其它各级叶片均不同程度地被打伤，叶身变形、开裂或掉块，如图1所示。根据分解检查及对折断叶片外观分析，确定35#叶片为首先断裂件，其它损伤叶片均属打伤，或先打伤后折断。本次试车时间为80h50min，累计总试车时间为371h。,10.5航空发动机零部件的失效分析及案例,图1叶片35#折断后，四级转子外观,（1）盘的尺寸检查经复查35#叶片质量原始记录，故障叶片加工工艺正常，35#叶片榫头与盘榫槽为过盈配合，详见表1。表1首断35#叶片榫头与四级盘35#榫槽的N尺寸,（2）材质与加工工艺分析失效叶片由TC11钛合金棒材锻造而成。原材料化学成分、金相组织和力学性能均符合国军标GJB49488要求。失效叶片半成品用22热轧棒材经顶锻、预锻、终锻而成。然后经双重退火后，检查高、低倍组织及力学性能，均符合Q14BF2113技术条件要求。,（3）首断件金相分析对首先断裂件35#叶片的残骸(叶身部分)，在疲劳源处进行金相分析，金相组织正常，为等轴+(转变)组织，无冶金缺陷。对其它叶片榫头侧面上出现的“白斑”在放大镜下观察，“白斑”为一凹坑，沿纵向剖开凹坑，制金相试样观察，凹坑底部及其附近有塑性变形的痕迹，凹坑表面有挤压磨损特征，如图2。,图26#叶片“白斑”为凹坑，表面有磨损特征，周围有塑性变形痕迹（500）,（4）断口分析：1）宏观观察：35#叶片断口宏观形貌（图3）表明，叶片榫头折断具有典型的疲劳断裂特征：疲劳源、裂纹扩展区和瞬断区。特点：(1)断口为多疲劳源断裂。(2)主疲劳源在靠叶背面榫头的侧面上，疲劳裂纹扩展路径呈圆弧状（图4）。(3)在主断裂源表面上，粗糙，呈蓝黑色，具有烧伤特征；在其侧面上有磨伤及二次裂纹。(4)裂纹扩展区，断口表面比较细致，有明显的贝壳花样，呈淡黄色。扩展较大，约占整个断口面积的95左右。瞬断区靠叶盆面，呈银灰色，尺寸小。,图335#叶片宏观断口形貌（箭头指向疲劳源）,图435#叶片装配、主疲劳裂纹萌生、扩展与受力示意图,2）微观分析：SEM断口微观形态特征：(1)断裂源均起始于表面压痕线上。为剪切型断裂特征，未发现主断裂源区有点腐蚀、应力腐蚀以及异物压入的特征。(2)主断裂源侧表面有压痕带，在该带上有横向波纹状摩擦条痕，见图5。(3)在主断裂源侧表面上，有多条平行于断口表面的二次裂纹（图6）。(4)在断裂源区有明显的与表面近似呈45夹角的多条二次裂纹和微孔。(5)主源区断口表面有一灰色覆盖层，能谱分析表明主要为钛、铝元素，未发现其它异常元素。此覆盖层就是低倍观察到的蓝黑色的氧化钛膜。(6)远离主断裂源处，可看到疲劳断裂特征；不规则的疲劳小平面及疲劳条带（图7）。瞬断区为韧窝形貌。,图5主断裂源侧表面的压痕形貌,图6主断裂源附近有平行于断口的二次裂纹,图7疲劳裂纹扩展区的疲劳条带,（5）故障再现模拟试验在梁式电磁振动疲劳试验机上对叶片做一阶弯曲振动疲劳试验，叶尖振幅取8.5mm，在该振幅下叶身上产生的最大应力低于叶片的疲劳极限。人为使榫头与夹具的配合面产生线接触或点接触，致使榫面上产生较高的挤压应力，结果实现了叶片故障再现，如图8所示。断口宏观形貌、微观特征与失效叶片的基本相同，见图9。对断口剖制金相试样观察，发现断裂表面上有多条二次裂纹和塑件变形的痕迹，如图10所示。,图8叶片故障再现断裂形貌疲劳裂纹萌生位置；(b)疲劳断口形貌，疲劳源区有烧伤痕迹(黑色区),(a)疲劳源区形貌；(b)疲劳源区的二次裂纹图9故障再现断口微观形貌,图10微动疲劳区二次裂纹与塑性变形痕迹(500),（6）综合以上分析1）失效的35#叶片材质符合技术条件要求，制造工艺正常。2）宏观分析与微观分析看出叶片断裂源区及其附近具有微动磨损的典型特征。3）可以认为该叶片的失效是起源于微动磨损损伤处而出现的高周疲劳断裂（微动疲劳），即由于榫头与榫槽配合面过盈，产生局部应力过大，致使在局部区域产生微动磨损，在振动交变应力作用下，微裂纹不断扩展长大，最后导致叶片榫头疲劳断裂（图11）。4）叶片振动试验使故障再现。,图11榫头与榫槽配合结构特点及易萌生微动疲劳裂纹区域(标记处）,（7）结论和建议：1）35#叶片榫头断裂的性质属于微动磨损导致的疲劳断裂。2）榫头产生微动磨损的原因是由于榫头与榫槽配合不当，造成局部接触应力过大，在离心力和振动应力共同作用下产生的。3）为了防止类似事故的重复发生，建议应控制叶片榫头与榫槽的配合间隙；榫头部位喷丸强化及榫头表面涂干膜润滑剂（如二硫化钼）等对配合面进行隔离和润滑。,10.5.2压气机导向叶片断裂分析案例【JT9D发动机地面停车故障分析】故障描述：1999年7月31日，当某航空公司的飞机在机场准备起飞时，1#发动机(发动机型号为JT9D-7R4G2)发生了两次喘振。经地面检查发现1#发动机的3.5级放气活门内有多个叶片被打伤。当时发动机总使用时间为36941h和8635个循环。1999年8月20日，该台发动机被送进维修基地进行故障调查。发动机分解后发现低压1.5级导向叶片有一个叶片发生断裂，并有一部分脱出，打伤后面叶片，按发动机导向叶片内环上的编号为65#叶片。另外有两个叶片出现裂纹，分别为67#和72#叶片。,（1）外观检查：发动机分解后，对发动机组件进行了检查。发现发动机的风扇几乎所有叶片上粘结有许多溅射物，似生物体的残体和血迹（图1）。在低压1.5级导向叶片组件中，65#叶片已经断裂，断裂的叶片有半截仍固定在外环上，另一半截则不知去向。另外有67#和72#叶片出现横向裂纹，裂纹的位置分别处于叶片离外环根部104.5mm和119.5mm，裂纹长度分别为27mm和19mm。65#叶片的断裂部位离叶片外环根部106mm。图2所示1、2、3分别表示65#、67#和72#叶片外观形貌。发动机分解时在3.5级放气活门附近还发现有两块叶片残片和窄条的薄的金属屑，怀疑为1.5级导向叶片的掉块和封严篦齿的磨屑。,图1风扇叶片上的溅射物,图265#、67#和72#叶片外观,（2）65#叶片的观察与分析：断裂的65#叶片断口全貌见图3。断裂起源于叶片的进气边，断口表面有黑褐色的金属氧化物。从进气边向排气边方向扩展，可以见到海滩状断口花样。同时在65#叶片进气边的断口附近，有许多腐蚀凹坑存在。SEM观察65#叶片断裂源区和扩展区都有大量的泥纹状断口花样，如图4所示。源区作X射线能谱分析表明，源区有S2-、Cl-等的腐蚀性物质。断口表面上有大量的沿晶断裂形貌特征存在，图5。在断裂扩展区内还有疲劳条带加二次裂纹（图6）。瞬断区面积很小，占总断裂面积的1以下。,图365#叶片断口全貌（2.5）,图465#叶片断裂源区的泥纹花样（600）,图565#叶片断裂扩展区的沿晶形貌（300）,图665#叶片断裂扩展区的疲劳条带（900）,（3）67#叶片与72#叶片分析：67#叶片与72#叶片的观察与分析结果与65#叶片的分析结果完全一致。即分析表明，65#叶片、67#叶片、72#叶片产生裂纹的原因均是在腐蚀和疲劳载荷的共同作用下发生的腐蚀疲劳破坏。（4）残片和金属屑的分析：对残片和金属屑进行X射线能谱分析表明，两残片的化学成分相同，均为FeCr系不锈钢成分，金属屑为TiAlV系合金。而低压1.5级导向叶片材料也为FeCr系不锈钢合金成分。因此两残片可能是低压1.5级导向叶片的掉块，金属屑为封严蓖齿的磨屑。,（4）综合分析：从上述分析可以看出，65#叶片的断裂是由于腐蚀疲劳造成的，疲劳扩展得很充分，瞬时断裂区很小，断口表面有很深的氧化色，表明断裂起源和扩展有相当长的一段时间。该叶片的裂纹开裂应发生在发动机出现喘振之前。67#和72#叶片的开裂原因与65#叶片相同。从风扇叶片的痕迹分析可以看出，风扇叶片上的生物残存体和血迹是发动机遭遇鸟击的结果，并且遍布风扇叶片，表明发动机遇到的不只是一只鸟，而是群鸟的撞击。鸟的撞击使得发动机出现第一次喘振，这种喘振促使了65#叶片的断裂和脱落。由于65#叶片断裂脱落进一步使发动机工作不正常，发动机出现第二次喘振。（5）结论：综合以上各方面的分析，可以得出如下结论：1)65#叶片断裂性质属腐蚀疲劳；67#和72#叶片开裂也属腐蚀疲劳开裂。2)65#叶片断裂起源和扩展发生在发动机出现喘振之前，与本次喘振无关。3)风扇叶片的痕迹分析表明发动机曾遭受过群鸟的撞击。4)可能是发动机受鸟击后65#叶片断裂并脱落，从而引起发动机（二次）喘振。,10.5.3压气机盘断裂分析案例【涡喷六发动机九级压气机盘镉脆断裂分析】事故描述：1975年1月23日，某部副大队长张驾歼6飞机43号机于10:48从南向北以“最大”状态起飞，作单机穿云练习。塔台指挥起飞后28s，飞机滑跑1007m，塔台处看到飞机着火，并见到一闪亮。指挥员命令：“停止起飞，收油门，保持方向，迅速离开飞机!”此时看见飞机左侧上方着火，并听见“嘭”的一声。飞机向左滚转偏离滑跑方向，前冲274m，座舱盖擦地呈倒扣姿态，又继续向左前方冲出378m，穿过滑行道，转体180在一个土坡处停住。飞机起火燃烧，炮弹爆炸，飞行员牺牲，造成一等事故！,（1）现场调查现场调查发现，飞机残骸的分布大致为四个区域：1）在发出爆响起火点附近的左前方是一个轻质残骸区，主要分布有铝蒙皮碎片、压气机叶片、锁片、机身对接螺栓窗口盖、燃油导管断块、滑油导管及胶圈等。分析表明，飞机在起飞滑跑到1007米时，机身中部左侧发生了爆破。这个区域的残骸是从爆破口处飞出的。2）座舱盖擦地区域是第二个轻质残骸区，这一部分残骸是由于机体擦地时与地面相磨和受挤压散落的。左航行灯罩碎片、座舱盖碎片、前舱盖、氧气面罩、布帘把手、座椅头部、稳定板等散落物都在这一区域。3）残骸散布的第三个区域位于飞机爆破点左侧280350m范围，残骸主要是左发第九级压气机盘的轮缘和盘体。4）飞机的大部分残骸主要集中在第四个区域主残骸区。在主残骸区，左发动机的中机匣后部和后机匣被物体从内向外击穿，裂口总长度约1180mm，占机匣周长的64。其中大口沿轴向宽200mm，沿周向长220mm；小口沿轴向宽120mm，沿周向长170mm。第八、九级整流叶片被打坏，第八级整流器内半环的右半部尚存留在机匣内，但已与叶片分离，左半在飞机转体过程中被甩出，落在主残骸区机头前方。由于左发主输油管从左上方被打断，在发动机停转前大量燃油外漏，引起飞机着火。燃油燃烧使周围的大部分残骸受到了大火的破坏。座舱部分烧毁，双发中机匣前部、25级压气机转子和铝镁合金附件、部件全部烧熔，机身左侧蒙皮烧坏，左机翼前缘炮弹爆炸。飞机在转体180时将副油箱甩出，造成副油箱解体起火。,现场调查还发现，左发动机爆破是由于压气机第九级轮盘在工作中断裂成四大部分并击穿机匣造成的（图1为事故盘残骸）。最大的一块轮缘连同叶片长达1145mm、宽68mm、重6.5kg；在最先飞出部分的叶片上夹有玻璃纤维，首先穿出机身的轮缘断口上有铝质材料的涂抹痕迹及小块高温(深蓝色)现象。这是该残骸从发动机右侧打穿机匣向左上方飞出时造成的。该轮缘的落地点的垂直距离2.5m(垂直距离指距跑道中心线的距离，下同)，平行距离173m(平行距离指沿跑道中心线距爆破点的距离，下同)。,图1事故盘残骸,（2）残骸检查和分析工作内容：1)发动机爆破是否因外来物打伤叶片所致。从左发动机主残骸区剩存的第一、六、七级工作叶片和第六级整流叶片以及涡轮叶片的外观检查，均未发现有被外来物打伤的痕迹。2)检查发动机高温部件在工作中是否有过烧现象。经分解检查，涡轮叶片的颜色和间隙都正常，无过烧现象。3)检查转子轴承。分解发动机后发现，中轴承尚可转动，间隙正常。检查第八、九级压气机工作叶片顶端，没有发现磨伤痕迹，机匣内壁也无使用中的磨擦现象。第六级整流叶片排气边缘完好。说明没有出现因中轴承损坏而引起转子前移。4)检查右发动机外部。右发动机外观良好，说明左发动机爆破不是因右发动机破坏而引起，故障出现在左发动机自身。5)检查飞机失火的原因。事故现场仅主残骸区被火烧毁，其它区域拣到的爆破散落物均无烧痕和烟迹，说明飞机失火是由于左发动机爆破引起。6)对左发动机压气机九级盘残散进行初步分析。,6)对左发动机压气机九级盘残散进行初步分析第九级压气机轮盘的残骸是齐全的。从残骸断口看，有两块轮缘在匹配断口上有呈蓝黑色的旧茬，其它断口都是新茬。最大一块轮缘存在旧茬的一端是最先飞出的。这一点从该端面断口挂有金属和已受到严重磨擦可以得到证实。该段轮缘上的叶片有反向弯曲，且弯曲量逐渐减小。说明带有旧茬的断口一端，是九级盘解体的起源。初步判断，这次事故是由于旧茬的存在引起第九级压气机轮盘解体而造成的。初步结论：飞机失效是飞机在起飞过程中，由于左发动机第九级压气机轮盘解体，打穿机匣和机身蒙皮，打断燃油管路，引起失火，造成事故。依据主要有以下四点：1)起飞过程中发动机爆破起火；2)发动机爆破的原因是发动机机匣被转子机件击穿；3)在远离爆破点处找到了压气机九级盘碎片，经分析这些碎片是从发动机以及机身破口处打出的；4)事故调查中未发现其它与此次事故有关的疑点。,（2）事故与失效分析专家组的成立涡喷6发动机第九级压气机盘破裂，在不到半年的时间里连续发生了三起，为了尽快查出九级盘破裂的起始原因，航空部、空军联合作出决定，凡装用某发动机厂生产的第18、19批涡喷6型发动机的飞机全部停飞，并立即组织专家、技术人员进行分析研究。（3）分析结果：经过调查、分析和模拟试验，查明压气机九级盘破裂的原因是：压气机后轴颈上装的弹簧片在1973曾由原来镀锌改为镀镉，发动机在工作过程中，镉层熔化，受离心力作用甩到九级盘辐板和轮缘转接圆弧裸露金属处，在工作温度和应力作用下，镉从表面沿晶界渗入，造成脆性断裂(镉脆)。通过试验发现，残骸件起始断口表面除基体金属元素外，还有镉、铝等元素。针对起始断口表面上有镉元素的事实，查找镉的来源及其对产生故障的影响。为了尽快查明故障范围和对安全的影响程度，对正在使用中的66台发动机进行了超声波探伤检查，发现有三台发动机有故障信号，其中两台有与事故盘相似的裂纹，另一台在九级盘辐板圆弧转接处发现有黑色堆积物，并且其裂纹都有以下特点：1)裂纹都发生在轴颈弹簧片的对应位置上。2)裂纹处都有黑色或褐色堆积物。,（4）断口分析工作:从事故残骸的九级盘轮缘断口上可以明显看到有两种不同的断口形貌蓝黑色断口与灰色瞬时撕裂区断口。蓝黑断口形貌粗糙不平，呈颗粒状，还有蓝绿色条带存在，