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对GH4169高温合金板材超塑性及超塑成形进行了研究.研究结果表明:在典型的超塑成形应变速率范围(10-3~10-4)内,细晶GH4169合金在较宽的温度范围(920℃~980℃)内的延伸率都高于250%,最高延伸率可达513%,应变速率敏感性指数m值都大于0.3;合金在超塑过程中发生了晶粒动态长大,并且超塑变形后仍为等轴晶;利用超塑成形方法研制出了飞行器用GH4169合金燃气岐管,并通过了30MPa液压压力、保压10min的打压试验及20MPa、保压5min的气密试验. 相似文献
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介绍了用于制造火箭发动机零件的因康镍718合金的超塑成形和扩散连接工艺。经特殊加工的细晶粒因康镍718合金具有促进的超塑性,历而能用于超塑成形相当复的零件。 相似文献
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对BTi-62421S高温钛合金进行了高温超塑性拉伸实验,通过研究超塑条件下的力学性能、金相组织及拉伸断口形貌,确定了该合金高温拉伸条件下的断裂机制及超塑成形最佳变形工艺参数,在此基础上进行了BTi-62421S钛合金框架零件的超塑性成形实验。结果表明:BTi-62421S钛合金在920℃,应变速率10-3/s时具有最佳超塑性能,伸长率达到448.5%;该合金拉伸断裂机制以韧性断裂为主,但在不同变形参数下伴随着不同程度的脆性断裂;在超塑条件下可以成形出满足使用要求的航天用钛合金框架零件。 相似文献
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低温超塑性钛合金的超塑性研究 总被引:5,自引:1,他引:5
对一种超塑性温度相对较低的双相钛合金SPZ的超塑性能进行了研究.结果表明:740~800℃,应变速率恒为1.11×10-3s-1时,SPZ合金的最大拉伸延伸率均超过1600%;760°C,合金的超塑延伸率可高达2149%.760℃,应变速率高达1.11×10-2s-1时,合金的超塑延伸率仍可达1380%.也就是说,700℃/1hAC处理后,SPZ合金在试验温度范围内具有低温高速超塑性.SEM观察发现,超塑变形前,合金的晶粒细小均匀,平均晶粒尺寸只有0.89μm;应变速率为2.22×10-3s-1,740℃,760℃变形后SPZ合金的晶粒尺寸分别为1.51μm,2.33μm.超塑性变形的微观机制是以晶界滑动为主,晶内变形以及位错蠕变起了协调作用. 相似文献
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分别采用最大m值法和恒应变速率法对Ti-4.5Al-3V-2Fe-2Mo合金(SP700钛合金)板材进行超塑拉伸,研究了755~785℃、0.1~0.005s-1及不同方向的单向条件下其超塑拉伸变形行为和典型件的超塑成形行为及力学性能。结果表明:SP700钛合金具有优异的低温超塑性,采用最大m值法在45°方向、775℃变形后,获得3110%的最高延伸率,变形诱发晶粒长大使SP700钛合金抵抗颈缩的能力增加。受双向拉应力作用的锥形件,在755℃具有最优的超塑成形工艺性,锥形件高度可达到100mm,并且晶粒尺寸无明显变化。经33%超塑变形量的试样室温力学性能略高于无变形试样,其室温抗拉强度和延伸率平均值分别达到1027MPa和16.8%。 相似文献
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超塑性模锻在航空锻造中的应用 总被引:1,自引:1,他引:0
超塑性模锻工艺是近几年中发展起来的一种少无切削加工和精密成形技术的锻造新工艺。它利用金属材料的超塑特性(最佳的塑性)使毛坯成形,得到形状复杂及尺寸较精确的锻件。近年来,高温合金和钛合金的使用不断增加,这些合金的特点是:流变抗力高,可塑性低,具有不均匀变形所引起机械性能各向异性的敏感性,难于机械加工及成本高昂。如采用普通热变形锻造工艺时,机械加工的金属损耗达80%左右,往往不能满足航空零件所需的机械性能,但是采用超塑性模锻方法,就能改变过去肥头大耳的落后锻造工艺。 相似文献
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采用超塑成形工艺制备了1420铝锂合金盒形结构试验件.通过有限元模拟及微观组织观察,分析了温度对1420铝锂合金超塑性的影响,超塑成形后试验件的壁厚分布及材料的超塑成形断裂机制.结果表明:有限元模拟能够很好地预测超塑成形后试验件的壁厚分布;当成形温度为520℃时,1420铝锂合金表现出良好的超塑性变形能力;在超塑成形过程中,随着变形量的增加,材料内部空洞的交连和聚合是导致1420铝锂合金最终破坏的主要机制. 相似文献
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采用激光连接/超塑成形组合技术制造了GH4169合金三层板结构件,并分析了该合金板的超塑性及成形前后的微观组织.结果表明:超细晶GH4169板材具有良好的超塑性,在T=940℃,初始应变速率为=6.1×10-4s-1的条件下,延伸率达到368.2%,m值为0.39,超塑成形过程改善了焊缝显微组织并且提高了其力学性能,因此该方法适用于GH4169高温合金多层结构的制造.焊接工艺参数:频率32Hz,峰值功率4500W,脉宽3ms,焊速180mm/min;超塑成形工艺参数:温度Tf=960℃,压力Pf=4.2MPa,时间tf=130min. 相似文献
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本文采用TA15钛合金热轧薄板作为原材料,探究超薄中空四层结构的超塑成形/扩散连接工艺。首先通过高温拉伸试验对TA15钛合金的超塑变形行为进行研究,获得了超塑成形过程的应力–应变曲线。然后通过有限元软件对薄壁横向局部贯通四层纵筋结构的超塑成形过程进行模拟,对成形过程中壁厚减薄、应力分布等行为进行研究,为后续超塑成形/扩散连接试验提供有效指导。最终成功制备了芯板直立筋良好、三角区宽度仅0.9 mm的超薄中空四层结构,其中面板最大减薄率为18.6%,芯板最大减薄率为55.1%,芯板与面板之间扩散连接区域的焊合率为92.1%~98.5%。TA15钛合金板材的原始显微组织晶粒细小破碎且呈等轴状,平均晶粒尺寸小于5μm,经长时间的超塑变形与热暴露后晶粒显著长大。 相似文献
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2618A铝合金超塑性变形机理的研究 总被引:3,自引:0,他引:3
2618A铝合金棒材经最佳预处理工艺后,制成的试样在变形温度为475℃、应变速率为1.67×10~(-3)s~(-1)下,测得了延伸率δ为240%。经测定可知,当变形量小于90%时,晶粒等轴性较好。合金经大变形量改锻后,其晶粒的等轴性变形较差。较粗大的FeNiAl_9相粒子是该合金在超塑性变形时不能得到高延伸率的原因。同时经金相组织分析可知,晶粒尺寸和等轴比与变形温度高低、应变速率的大小有关。最后叙述了该合金经超塑成形后的锻件,测得其力学性能高于技术标准(Z_q-J_冶-325)要求,其晶粒度评定为1.0级。 相似文献
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本文简要介绍了国内外陶瓷、金属间化合物、铝锂合金和金属基复合材料超塑性研究的最新进展以及超塑性的较新应用;阐述了超塑等温成形工艺现存的问题及发展方向。 相似文献
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应变速率循环对Ti—10V—2Fe—3Al合金超塑性的影响 总被引:1,自引:1,他引:1
应变速率循环法是一种新式的超塑性试验方法,即试样在拉伸变形过程中,应变速率的大小按预定规律不断连续循环变化,直至试样拉断,从而获得材料的超塑性力学性能参数。本文采用这种方法研究了Ti-10V-2Fe-3Al合金的超塑性。结果表明,该合金具有良好的超塑性,同传统的恒应变速率拉伸试验相比,应变速率循环能有效地提高合金的超塑性能,获得更大的延伸率和更高的应变速率敏感性指数m值。例如,在最佳变形温度800℃条件下,延伸率从296%增大到440%,m值从0.36提高到0.48。应变速率循环为该合金超塑技术的应用开辟了新的途径。 相似文献
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研究了喷射沉积再经过热变形处理的 5 0 83Al Mg合金的超塑性。喷射沉积 5 0 83Al Mg合金的微观组织是由平均尺寸 15 μm的等轴晶组成 ,组织中的气孔率为 0 1% 5 % (体积百分数 )。采用了两种不同的热变形处理工艺 (TMP)来闭合气孔和细化晶粒 :先挤压后轧制和直接轧制。采用先挤压后轧制工艺处理的合金表现出了相对较高的超塑性 ,最大超塑延伸率可达 4 6 5 % ,而采用直接轧制工艺处理的合金最大超塑延伸率为 2 95 %。两种工艺处理后的合金表现出了相似的应力 -应变行为和应变速率敏感因子 ,应变速率敏感因子取值范围为 0 3 0 5。超塑延伸率的差异可能是由闭合气孔导致的变形过程中空洞的形核能力不同造成的。 相似文献
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进行了TA15合金超塑拉伸试验,在温度920℃和应变速率5.25×104s-1时,TA15合金的最大延伸率约为1100%,其应变速率敏感性指数约为0.57.在较佳超塑变形条件930℃和应变速率5.25×10-4s-1附近,TA15合金的超塑本构方程为σ=949(ε) 0.55.对TA15四层板结构超塑成形过程进行了有限元分析,获得了压力p-时间t曲线.在T =930℃和应变速率5.25×10-4s-1下,成功进行了TA15四层板结构SPF/DB成形试验,试验件的整体质量良好,无沟槽等缺陷,金相组织观测表明,TA15四层SPF/DB试验件扩散连接质量优良. 相似文献
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轻量化材料与结构是现代航空航天工业的发展方向。铝锂合金密度小,比强度、比弹性模量高,是理想的航空航天材料。采用超塑成形/扩散连接工艺成形的空心夹层结构零件具有整体性好、设计自由度大、成形精度高、无残余应力等优点,而且能够大幅减重、降低成本,广泛应用于航空航天领域。针对航空航天领域对新一代复杂多层结构件整体化和轻量化的迫切需求,回顾了国内外铝锂合金的发展历程,介绍了国内外铝锂合金超塑成形、扩散连接以及超塑成形/扩散连接组合技术的发展现状及其在航空航天领域的应用,指出铝锂合金表面致密稳定氧化膜是阻碍其扩散连接接头质量提升的瓶颈问题,讨论去除铝锂合金表面的氧化层以及防止新的氧化层再生的相关工艺与机理,最后展望了铝锂合金超塑成形/扩散连接技术在航空航天领域的应用前景以及未来研究方向。 相似文献