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"Análise de Falha das lâminas Ti6Al4V de um compressor industrial de 
turbinas a gás"
Causa da falha: fratura prematura
Desgaste na raiz das lâminas➢
Revestimento da região de contato entre p disco e a raiz danificado
Início de rachaduras○
➢
Simulação mostrou qie a concentração máxima de tensão ocorreu na região de 
encaixe e nessa região havia movimento repetitivo de atrito por fricção.
Portanto a causa foi fadiga por atrito. Foi sugerido:
Revestir a raiz da lâmina com um material mais atualizado: 
Seremetel - W → Muito danificado,○
Pulverização por plasma→ Maior resistência ao desgaste por fricção.○
•
Aeronave f4 fhatom (falha no flap)
Causada pela quebra do atuador do flap durante o voo
Sem corrosão➢
Duas regiões com características distintas➢
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quarta-feira, 21 de julho de 2021 14:37
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Houve falha por fadiga cíclica 
Zona I: fadiga cíclica➢
Zona II: microvoids provindos de tensão axial➢
Um outro componente deixava uma marca em fomra de V no atuador, esse 
local virou ponto de nucleação das trincas e o carregamento cíclico acelerou 
isso.
Além disso a área transversal da peça é muito pequena, com o surgimento das 
trincas, o rompimento foi facilitado
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trincas, o rompimento foi facilitado
E a peça estava sujeota a tensões assimétricas 
solução: mudar o método de junção para um semicírculo ao invés de um 
triângulo
FALHA DE FADIGA
Fadiga: redução da capacidade de carga
Incidente 
Uma das hélices quebrou durante o voo
Zona I - Linhas da fadigas em circulos semielipiticos resultantes dos 
carregamentos cíclicos;
Zona II - superfície danificada apresentou alguns defeitos dúcteis
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Zona II - superfície danificada apresentou alguns defeitos dúcteis
Por isso, foi proposto, ensaio de corpo de prova liso ou entalhado sob as 
condições de serviço, ensaio da estrutura sob ação de carregamento, projeto 
com tolerâcia ao dano e projeto de falha em segurança.
Análise metalúrgica de falha em parafuso de encaixe de aço maraging usado 
no sistema de separação de um veículo de lançamento de satélites
Falha em um dos parafusos de cisalhamento do sistema de ejeção do últimos 
estágio de um VL.
Material: aço maraging (amplamente usados em aplicações aeroespaciais)
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Tipo de falha: corrosão (detectada por espectroscopia, a qual identificou picos 
de cloro)
Outro parafuso analisado não falhou. O mesmo também apresentava corrosão 
e pites. Assim, concluiu-se que houve corrosão sob tensão até a ruptura.
Sugestão: controle do ambiente de armazenamento, inspeção periódica, uso 
de graxa a base de cálcio, troca da graxa periodicamente e proteção catódica.
Análise de Fallha
O avião analisado sofreu uma SÉRIE de falhas em um curto tempo, e teve seu 
certificado confiscado após dois anos de operação
A ASA ROMPEU COMPLETAMENTE!!!!! 
Altitudes maiores que o comum , maior necessidade de pressurização➢
Fadiga ▪
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Fadiga ▪
Erros de projetos: , janelas quadradas
Recorte quadrado na fuselagem (antena ALD)
Segundo fator: janelas quadradadas (cantos vivos)
SOLUÇÕES
Mudança do formato e tamanho das janelas;
Cuidado com a instalação de itensa na fuselagem; 
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Cuidado com a instalação de itensa na fuselagem; 
Estudo de Caso de Análise de Falhas - United Airlines Voo 232
O motor explodiu durante o voo, os destroços cortaram as linhas dos sistemas 
hidráulicas e isso tornou as superfície incontroláveis. Assim, o avião teve q 
fazer pouso forçado.
Pressuposto: falha > revisão dos sistemas, uma ranhura defectiva passou 
despercebida pelos controles de qualidade
Os esforços foram demais para a ranhura que acabou cedendo.
A vibração intensa na rachadura explodiu parte da hélice que atingiu a 
turbina.
Foram identificadas impurezas no titânio da turboélice. Vale ressalatar que 
mesmo um pequeno volume do titânio contaminado torna todo material 
vizinho frágil.
E apesar de pequena essa ranhura cresceu ao longo dos anos.
Isso motivou a indústria a adotar o VAR (fusão por arco à vácuo), paa 
diminuir o risco de contaminação dos materiais.
Ruptura de uma lâmina de um motor fundido a gás
motor de turbina a gás experimental,➢
após a desmontagem foi notada uma fratura próxima a haste. A imagem 
abaixo foi obtida por microscópio ótico, e nela são mostradas as marcas típicas 
por fadiga por rachadura no aerofólio.
A fadiga começou na junção do aerofólio junto a haste
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A fadiga começou na junção do aerofólio junto a haste
Foram encontradas marcas de usinagem
O que deve ser feito: mais cuidado ao fazer usinagem, inspeções regulares 
antes de realizar montagem e teste.
Voo CI611 da China Airlines
Os exames das seções se deu por fadiga, a aeronave sofreu danos na 
fuselagem próximo a cauda. A falha estrutural revelou muitos arranhões 
longitudinais (anterior e posterior) existentes no superfície superficial.
Como as rachaduras continuaram a crescer em comprimento, o dobrador 
externo evitou que a superfpicie subjacente se projetasse para fora no lugar de 
modo que qualquer dano óbvio não fosse aparente.
Análise de Falha do Fixador de Liga de Titânio
(Ti6Al4V) usado na Aplicação Aeroespacial
Rompimento de um parafuso de liga de titânio usado na fixação de motor 
aeroespacial
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A imagem acima mostra o as trincas e pites, o q indica que o tratamento não 
foi realizado devidamente. 
A boa resistencia do material levou ao descarte da hipóteses de corrosão, 
então foi considerado fadiga em pontos de contornos de grão, semelhantes a 
corrosão por pites. A análise revelou que houve processo inadequado de 
fabricação. A microestrutura deteriorou as propriedades do meterial. 
Possivelmente o ocorrido foi devido ao canto vivo presente entre a cabeça do 
parafuso e a haste.
Solução: fazer o processamento adequado do parafuso, especialmente seu 
tratamento térmico, para que sua microestrutura desejada fique uniforme 
sobre o mesmo, assim, contendo suas propriedades termomecânicas definidas 
para seu regime de operação.
Voo 123 da Japan Airlines
descompressão na cauda da aeronave que levou ao acidente.
Recapitulando: alguns anos antes do acidente a cauda foi danificada e não foi 
feito os devidos reparos. Isto ocasionou a perca de resistência à fadiga e levou 
a rachadura dos rebites após diversos ciclos de pressurização.
Dano por fadiga. Etapas: Nucleação, crecismento de bandas e deslizamento, 
crescimento da trinca e fratrura final.
Causas: Dano na empenagem, reparo inadequado, ruptura por fadiga, 
descompresão explosiva, perda da EV, perda dos sistemas hidráulicos.
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A figura mostra a ausência da EV.
Soluções: Projeção de sistema hidráulico mais eficaz, reparo correto do 
anteparo, estudos maiores após reformas na aeronave quanto a vida útil da 
peça.
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