羰基镍粉中铜、锰、钴含量的连续测试技术

建立了一种用AIR-C2H2火焰原子吸收光谱法连续测试镉镍电池羰基镍粉中铜、锰、钴含量,介绍了铜、锰、钴最佳测试条件,同时对样品硝化处理条件及在测试样品中的干扰因素进行了综合考虑。该方法具有很好的精密度和准确度,具有操作简便、时间快速、灵敏度高、重现性好、容易掌握等特点。铜、锰、钴含量的相对标准偏差均小于1.0%（n=6）。标准加入回收率均在97.0%-99.0%范围内。适用于镉镍电池羰基镍粉中含有较多共同被测离子铜、锰、钴的生产现场控制分析和样品系统分析。     

微量合金元素对Al-Cu-Li合金力学性能的影响

为了减轻航空结构材料的重量,用锂来合金化铝合金最具吸引力。本文研究了几种Al—Cu—Li系合金的力学性能。这些合金在成分上与铝合金2020相似,但纯度较高并含有不同的辅助添加剂。比较研究了各种材料的力学性能和显微组织之间的关系。改型合金的断裂韧性比TMT—2020高40％,而其他力学性能是可以与7075—T651相比拟的。此外它们的比弹性模量也比现有高强度铝合金高17％。     

电化学浸渍液乙醇中铜铁镁含量的测试技术

运用空气-乙炔火焰原子吸收光谱法进行电化学浸渍液乙醇中铜、铁、镁含量的连续测试。介绍了铜、铁、镁最佳测定条件及呈良好线性范围的浓度。同时对样品消化处理条件及在测定中样品的干扰因素进行了综合考虑,该方法具有很好的灵敏度、很好的复现性。同时具有方法步骤简单、操作容易掌握等特点,对样品铜、铁、镁含量的连续测试,其相对标准偏差均小于1.0％(n=10);标准加入回收率均在97.0％-102.0％(n=6)范围内。     

LC_4高强度铝合金应力腐蚀断裂机理的研究(一)

本文用DCB试样研究了LC4高强度铝合金在pH=6～6.5,35℃±1℃的3.5％NaCl溶液中应力腐蚀断裂机理。 文中分析了断口表面的特征,并且指出靠近裂纹尖端的断口表面上被一层薄的钝化膜所复盖。它是一种非常有效的防止氢进入金属的阻挡层。 用金相跟踪照相的方法得到的应力腐蚀断裂试验结果证实裂纹尖端前沿的塑性区大小取决于裂纹尖端的K_1,而不取决于其它因素。 用恒电位技术得到的IgV—ψ曲线,表明阴极极化作用会抑制裂纹扩展,而阳极极化作用会促进裂纹扩展速率。 作者论证了LC4铝合金在试验条件下的裂纹扩展不是由于氢脆引起的。     

基于表面成分检测的铝合金精准分类方法研究

铝合金凭借其优良特性广泛应用于工业制造，产生了大量废旧铝合金，而新生产铝合金会消耗大量能源且对环境造成污染，因此回收再利用废旧铝合金有重要意义，须找到对铝合金进行分类回收的高效分类方法。基于表面成分检测技术-激光诱导击穿光谱技术(LIBS),先采集铝合金表面成分的光谱信息，再结合ELMAN神经网络、人工神经网络(ANN)以及随机森林(RF)模型分别对全谱数据和特征谱线数据进行了铝合金系列分类和牌号分类。研究表明：LIBS结合RF模型，能够更加快速准确的对6个系列11个牌号的铝合金进行分类，该结果为废旧铝合金系列及牌号的快速分类提供了参考方法。     

高强度铝合金7804-T6板材温拉伸本构方程

通过在293~573K的温度范围内和应变速率为0.0006~0.06s^-1下对高强度铝合金7B04-T6薄板进行温拉伸试验,研究了高强度铝合金温拉伸性能,以及该合金在升温条件下流变应力与变形温度、应变速率之间的关系,可以得出结论:合金的流动应力随温度的升高而降低,随应变速率的升高而升高;延伸率随变形温度的升高而增大,随应变速率的增大而减小,并基于Fields and Backofen方程建立了该型铝合金在温拉伸时应力-应变模型.     

海洋环境下服役飞机铝合金零件腐蚀失效分析

对出口旅游观光用飞机的铝合金零件在热带海洋气候环境服役条件下所发生的腐蚀问题进行了分析探讨.通过铝合金零件发生腐蚀的微观形貌和腐蚀产物成分等的分析,结合飞机所处环境条件,讨论了铝合金零件的腐蚀类型和发生剥蚀的过程及原因,并分析了其发生剥蚀的机理.认为海洋环境中的氯离子是造成沿海飞机铝合金零件腐蚀的外因,而内因是飞机零件的表面防腐蚀设计与防护不足,腐蚀的发展过程是铝合金零件表面点腐蚀、晶间腐蚀直至剥蚀,腐蚀产物造成的应力是促进分层剥离的原因.针对这种表面腐蚀防护问题,提出了相应的改进措施.      

TC6钛合金的微动疲劳特性研究

钛及铁合金广泛用于燃气涡轮发动机及飞机结构。尽管这类合金在性能上有诸多优点,但其疲劳寿命对材料表面状态,特别是微动损伤极为敏感。为深入认识这一现象的成因,本文研究了TC6钛合金在室温下的微动疲劳特性。试验结果表明,和非微动疲劳相比,微动疲劳强度下降60％,这主要归因于接触面磨损造成的微动损伤,促使疲劳裂纹萌生和早期断裂。     

硅溶胶在镁合金阳极氧化反应中的成膜作用

采用溶胶化学与电化学相结合的新型表面处理方法——将自制的硅溶胶添加到电解质溶液中进行阳极氧化.以AZ91D镁合金及镁锂合金为研究基材,研究体系分别为硅酸钠和氢氧化钠溶液,通过对不同溶胶添加量下的溶液电导率、反应击穿电压、氧化膜层厚度及微观形貌、膜层表面成分及XRD结果分析,来探讨溶胶粒子在成膜过程中的作用.结果表明:溶胶粒子的加入增大了阳极表面的电阻,使得反应的击穿电压升高,从而导致了膜层厚度增加;同时硅溶胶粒子参与了阳极氧化反应,其在高温高压的条件下与MgO生成了Mg₂SiO₄.      

时效应力松弛校形原理及其在蒙皮制造中的应用

时效应力松弛校形和成形方法已成功地用于制造飞机铝合金蒙皮壁板,具有很多优点。本文论述该方法的原理、应用和模拟试验结果。通过2024和LY12铝合金板件的单曲度与双曲度弯曲试验,研究了校形效果随温度、时间和预变形等的变化规律。回弹和残余应力的测量结果表明,校形效率随温度和时间提高,在铝合金人工时效温度和时间范围内,一次约可消除回弹60％。剩余的尺寸偏差可通过在夹具上修出过弯量消除。     

几种铝合金钣料单向拉伸试验结果的分析与讨论

本文分析比较了Al—Cu、Al—Mg、Al—Zn等合金板条单向拉伸试验用最大载荷法与曲线拟合法所得n值的试验结果,得出了两种n值的换算式,认为曲线拟合法比较合理,并探讨了试验材料能否采用幂函数表达其试验曲线的判断标准与单向拉伸试验的进一步开发应用问题。     

SMARC变形控制及神经网络建模

在复合材料层板中偏离中性层的位置铺设镍钛形状记忆合金丝,然后通电加热镍钛丝,使其在形状回复过程中产生巨大的回复力,从而使层板结构发生弯曲变形.由于形状记忆合金的非线性以及合成的智能材料结构的应力、应变分布和形状变化规律都非常复杂,尝试引入人工神经网络来建立以可控参量(电流强度)为输入变量、易测参量(稳态挠度)为输出变量的模型,所建模型的预测数据与实验数据之间符合得较好,相对误差小于9%.      

铝合金2A12在热冲击条件下的力学性能

测试并确定航空航天材料在复杂高速热冲击条件下的强度极限等关键参数,对于航空航天材料和结构的可靠性评定、寿命预测以及高速飞行器的安全设计具有重要的意义.针对强度设计手册中没有航空航天材料在高速热冲击环境下的强度极限等表征参数的现状,使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对铝合金材料2A12在多种不同的瞬态热冲击条件下,进行气动加热模拟与热载联合试验研究,得到在瞬态热、力学环境的共同作用下铝合金2A12材料的强度极限等力学性能变化状况.为研究分析航空航天材料和结构在高速热冲击环境下的承载能力和结构减重提供可靠依据.      

低掺量石墨水泥基材料的压敏特性

通过减水剂将少量石墨加入水泥基材料中制成石墨水泥基材料试样,采用交流分压电路测量其电阻率,研究其在一次性加载破坏试验中的压敏特性.试验结果表明,低掺量石墨粉作为导电组份加入水泥基材料后会导致其强度降低,但可以使水泥基材料具有一定程度的压敏特性.随着石墨掺量的增加,各组试样电阻率的离散性变小,材料的压敏特性提高,在加载过程电阻率的波动变小.在本试验的测量方法下得到的石墨水泥基材料的压敏特性曲线与混凝土材料的应力应变曲线有相关性,试样的电阻率随着应力的增大而产生变化的过程大体可分为3个阶段,即波动阶段、稳定下降阶段和急剧下降阶段,分别对应混凝土材料应力应变关系的弹性变化、非弹性变化和应变迅速增大阶段.      

火箭发动机性能可靠性的Bayes分析

基于液体火箭发动机性能试验数据服从正态分布的条件 ,假定天地试验环境下分布的标准差不变 ,运用Bayes方法对正态分布天地试验条件下的环境因子进行分析。首先给出环境因子先验分布选择的方法 ;然后由Bayes公式结合少量的空间试验数据 ,得出环境因子的Bayes估计模型 ,最后给出空间试验条件下性能可靠性的分析方法 ,文中用实例说明了该方法的有效性。     

2219-T87高强铝合金HPVP-GTAW焊缝成形参数

采用复合超高频脉冲方波变极性钨极氩弧焊技术（HPVP-GTAW,Hybrid ultrahigh frequency Pulse Variable Polarity Gas Tungsten Arc Welding）完成了2219-T87高强铝合金平板堆焊试验,研究了HPVP-GTAW工艺脉冲电流参数对焊缝成形参数的影响规律.结果表明,与常规变极性钨极氩弧焊（VP-GTAW）工艺相比,HPVP-GTAW工艺有利于增加焊缝熔深,提高焊缝深宽比;调节脉冲电流参数,将对焊缝成形行为产生显著影响.在正极性期间平均电流恒定的条件下,随着脉冲电流频率的增加,焊缝熔深、深宽比整体提高,60 kHz条件下深宽比增加了60%;适当增大脉冲峰值电流与基值电流的比值,焊缝深宽比有所增大;与占空比50%和80%条件相比,20%条件下焊缝深宽比最高,且随着峰值电流与基值电流比值的提高,其焊缝深宽比增幅最为明显.      

航天器分离面物理嵌合机理及防护方案

在某航天器研制过程中,发现了分离面镀膜后因非冷焊因素导致不能分离的现象。为探究该现象的产生机理、影响因素和防护方案,将铝合金试片表面分别进行不处理、本色阳极氧化处理、涂覆二硫化钼处理、光亮镀金处理和光亮阳极氧化处理后,两两配合加压,高真空条件下静置一段时间后,在常温常压条件下进行分离试验,如果试片未分离,重新采用新试片在变温常压条件下静置一段时间后,进行分离试验,分析各试片表面形貌变化和元素转移等情况。试验发现未分离试片因对接面上存在大量细小的凹凸纹路彼此机械咬合引起不能分离,试片镀膜硬度和表面粗糙度是产生物理嵌合的直接原因。从而,提出了航天器无相对运动的分离面需选用硬度较大、粗糙程度较低镀层的防护措施,并通过试验进行了验证。     

航空铝合金弹塑性状态疲劳裂纹扩展速率试验

研究含长裂纹薄壁结构弹塑性状态下的裂纹扩展规律对于保证机体结构安全具有重要意义.设计了民机用铝合金大宽板裂纹扩展速率测试用试验件和夹具,进行了2024-T3和7075-T6两种铝合金大宽板弹塑性状态下裂纹扩展速率测试.讨论了应力强度因子变程(ΔK)和裂纹中心线处的张开位移变程(Δδ)作为弹塑性状态下裂纹扩展速率表征参量的适用性.研究结果表明:中、高级应力水平作用下,含长裂纹铝合金大宽板裂纹进入快速扩展阶段,裂纹扩展ΔK~da/dN曲线发生明显转折,不能用Paris公式拟合.在裂纹扩展后期,Δδ~da/dN曲线在双对数坐标下呈线性关系,可用Δδ~da/dN关系曲线来表征弹塑性状态下铝合金的裂纹扩展速率.