共查询到20条相似文献,搜索用时 78 毫秒
1.
针对传统铝合金在激光粉末床融合技术(LaserPowderBedFusion,LPBF)中的高裂纹敏感性,总结了近年来通过微合金化方法改善 LPBF铝合金成型性及力学性能的研究进展。综述了微合金元素在成型过程中的作用机理,重点讨论了 Er、Zr元素对微观组织的调控即晶粒细化,总结了 LPBF微合金化铝合金的成型工艺研究,分析了微合金改性后热处理工艺诱导第二相弥散析出及对应力学性能的研究。对未来 LPBF铝合金微合金化研究提出展望,开发新的微合金改性铝合金并探索适合工业生产的热处理工艺,获得低成本、高强度的 LPBF铝合金。 相似文献
2.
研究了一种锆微合金化6013型铝合金(Al-1.35%Mg-1.03%Si-0.895%Cu-0.539%Mn-0.112%Zr-0.436%Zn)(质量分数)的抗晶间腐蚀性能。结果表明:经470℃/24h均质化处理,变形量约150%的压缩变形加工,560℃/2h的固溶处理和151℃/8h+191℃/8h时效处理后,锆微合金化6013型铝合金具有良好的抗晶间腐蚀性能。按GB/T7998—87和ASTM G110—92标准进行晶间腐蚀实验,其最大腐蚀深度为227.23μm,明显优于相同实验条件下的6061-T6(560℃/2h固溶处理,160℃/2h时效处理)合金。且锆微合金化6013型铝合金的显微硬度值达147.05 HV,较6061-T6合金高12.81%。分析表明,锆的微合金化作用及合金主成分特点改善了合金的显微组织,使得晶粒细化,析出相断续弥散分布,这是合金抗晶间腐蚀性能提高的主要原因。 相似文献
3.
俄罗斯的航空用高强高韧铝合金 总被引:2,自引:0,他引:2
本文介绍了俄罗斯近年航空用高强高韧铝合金的发展概况。他们在合金发展中很重视韧性的提高。除了在工艺上采用高纯技术外,也很重视加入过渡族金属元素,特别是同时加入锆及钪收到了很好的效果。 相似文献
4.
5.
为了使铝合金更好的服役于航空领域,就有必要对其微观结构进行实验表征,从而可以在铝合金微观结构和宏观性能之间搭建桥梁,最终优化铝合金的综合性能。本文介绍了航空用2xxx,6xxx和7xxx系铝合金发展历程以及时效析出过程中的微观结构演变,如Al-Cu合金GP区、Al-Cu-Mg合金GPB区等重要物相的结构特征,以及AlCu-Mg合金S相析出行为等都已得到了透彻的研究;阐述了透射电镜、扫描透射电镜、三维原子探针等技术的结合在Al-Cu-Mg-Ag合金Ω相、Al-Mg-Si-Cu合金β″相的晶体结构及界面结构以及铝合金晶间腐蚀机理等研究上的应用;本小组实现了复杂选区电子衍射谱的快速模拟及标定,并基于会聚束电子衍射实现了对析出相体积分数的精确测量;最后指出,高分辨透射电镜原位加热研究及透射电镜原位力学测试等新技术手段的应用,对深层次研究铝合金相变规律、变形行为具有跨时代意义。 相似文献
6.
为研究杂质Fe元素对2219铝合金及其焊接接头的组织、性能以及电化学腐蚀性能等的影响,采用力学拉伸、焊接试验以及金相和扫描电镜等分析测试方法,对0.15%(w)至0.01%(w)等不同Fe元素含量的2219铝合金锻件进行实验研究和分析。研究表明:2219铝合金中经热变形加工存在网络状Al_2Cu变成颗粒状和纤维状的Al_7Cu_2(Fe,Mn)相,随着Fe含量由0.15%(w)降低至0.01%(w),合金固溶时效后的Al_7Cu_2(Fe,Mn)相显著减少,锻件强度和塑性显著提高;合金焊接接头断口由脆性断裂逐渐转变为韧窝尺寸细小的韧性断裂,尤其对于延伸率,提高至近1.4倍,强度和塑性显著提高;合金的自腐蚀电流逐渐减小,单位面积上的线性极化电阻增大,合金焊接接头的耐腐蚀性能显著提高。 相似文献
7.
用全浸实验方法研究了四种不同成分TRIP钢在3.5%NaCl溶液中的腐蚀行为,采用分光光度法测定了其腐蚀速率,利用扫描电镜对腐蚀后试样进行表面形貌观察。结果表明:溶液中微量Fe的含量与溶液的吸光度呈良好的线性关系;不含合金元素的A钢腐蚀速率最大,加入合金元素较多的B、D钢腐蚀速率较小,含合金元素的C钢腐蚀速率适中。随着腐蚀时间的增加,四种钢的腐蚀速率明显降低。合金元素在锈层中富集使锈层更致密,提高了试样的耐腐蚀性能。 相似文献
8.
9.
10.
前言 高强度Al-Zn-Mg系合金919和Al-Cu系合金LD10、147三种铝合金材料焊制成φ450小贮箱,分别进行了红烟硝酸、海水和海洋大气曝晒试验,研究三种铝合金小贮箱在各种环境中的抗腐蚀性能,尤其是箱体结构体及焊缝的抗应力腐蚀性能。 相似文献
11.
有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题 总被引:3,自引:1,他引:2
有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。 相似文献
12.
LUO Cheng LIU Hua YANG Jia-ling LIU Kai-xin 《中国航空学报》2007,20(3):230-235
Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks. 相似文献
13.
基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明:该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。 相似文献
14.
波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面:电子化(e-Enabled)运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境(GCE)。 相似文献
15.
The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献
16.
基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展 总被引:3,自引:0,他引:3
总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。 相似文献
17.
临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择 总被引:7,自引:0,他引:7
临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控(TT&;C)与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联(ITU)国际标准、高速数传、接收信噪比(SNR)、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。 相似文献
18.
19.
Wu Xianyu Li Xiaoshan Ding Meng Liu Weidong Wang Zhenguo 《中国航空学报》2007,20(6):488-494
In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances. 相似文献
20.
Abnormal Shape Mould Winding 总被引:1,自引:0,他引:1
Fu Hongya Wang Xianfeng Han Zhenyu Fu Yunzhong 《中国航空学报》2007,20(6):552-558
为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。 相似文献