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研究了Ti-44.9Al(at-%)合金和Ti-44.3Al-3Cr(at-%)合金的室温拉伸断裂过程。结果表明,Cr提高了合金的塑性。塑性的提高与含Cr合金含有更多的γ-TiAl相和形成由细晶γ和α_2+γ细晶组成的双重组织有关。Cr促使块状α_2和β2相的形成,对阻碍γ相上的长程滑移有明显的作用。进一步细化铸态晶粒或制备具有片状α_2+γ组织的单晶合金是发展铸造α_2+γ合金的目标。 相似文献
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Ru对铸造Ti—47Al合金显微组织的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了铸造Ti-47Al-XRu(at%)(X=0.5,1,3)合金的显微组织。结果表明,Ru与Cr相似,是很强的β稳定元素,促进β2相形成。β2相是含Ru量高达10at%的富Ru相。含1at%Ru的合金在1160~1200℃温度范围热处理时不断析出粒状次生β2相,破坏了γ+α2片状组织,同时形成了新的γ晶粒。经1200℃,48h处理后可得到平均晶粒尺寸小于60μm的γ晶,因此,Ti-47Al-1Ru合金是可热处理细化晶粒的铸造合金。当Ru量增加至3at%时,合金难于热处理细化晶粒,而且合金明显脆化。 相似文献
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在W_6Mo_5Cr_4V_2型高速钢表面沉积了新型(Ti,Al)N涂层,用透射电镜研究了(Ti,Al)N/W_6Mo_5Cr_4V_2膜基界面区结构。结果表明,其界面区有一过渡层,由α-Ti和FeTi相组成,且与基体之间有一定的位向关系。 相似文献
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溅射NiCrAlY涂层对Ti3Al金属间化合物氧化性能的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
采用称重法研究了溅射NiCrAlY涂层对Ti_3Al金属间化合物在850~950℃空气中的氧化性能的影响。结果表明,Ti_3Al的抗氧化性能较差。氧化时,其表面不能形成单一的Al_2O_3保护膜,氧化膜易剥落;溅射NiCrAlY涂层能通过在涂层表面形成粘附性良好的富Al_2O_3氧化膜而显著改善Ti_3Al的抗氧化性能。但在950℃时有少量合金基体中的Ti扩散到涂层表面形成TiO_2。同时涂层中的Ni的强烈向内扩散及基体中的Ti强烈地向外扩散导致沿涂层与合金基体间形成扩散带。 相似文献
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利用X-射线衍射分析研究了快速凝固Ti-25Al-10Nb-3V-1Mo合金回火的转变过程,结果表明,依照回火温度的不同,快速凝固合金中的亚稳β_0相将产生不同的转变。在600~800℃之间回火时,亚稳β_0相转变为O相;810℃回火时,合金的显微组织由O+α_2+β_0相组成;而950℃回火的合金的显微组织则为α_2+β_0相,回火O相的晶格常数与O相形成温度有关。 相似文献
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TiAl+Sb合金室温变形亚结构的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
使用透射电子显微镜,较详细地研究了Ti-34Al-0.5Sb(wt%)合金经过2~3%室温压缩塑性变形以后的变形亚结构。试验结果表明,TiAl+Sb合金室温变形时,在r相板条内形成大量变形孪晶。相邻板条呈某种位向关系下,可以以相界面作镜面,在其两侧的两片r相板条内形成呈一一对应关系的变形孪晶。而在一些取向的r相板条内只产生位错。 相似文献
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近年来,在喷气发动机中,风扇及压气机盘采用了以断裂力学为基础的安全设计,不仅要求材料有高的疲劳强度及断裂韧性,还很重视疲劳裂纹的扩展速率。为此,日本学者研制出一种新型近β钛合金Ti-5Al-2Sn-4Zr-3Cr-3Mo。该合金通过热处理还可以得到比广泛应用的Ti-6Al-4V更好的综合性能。 相似文献
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Nb,Mo,V含量对Ti3Al基合金抗氧化性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了Nb、Mo、V三种元素的不同含量对Ti_3Al合金700℃、空气气氛下抗氧化规律的影响。通过实验发现Ti_3Al基合金在700℃空气中会迅速氧化,表层的氧化物缺乏保护性,基体表面约20μm厚受到氧的污染。Nb的过量加入(>11at-%)将导致抗氧化性能降低;Mo与V的加入会使Ti-Al-Nb系Ti_3Al基合金的抗氧化性能明显降低。 相似文献
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机械合金化Al-Ti合金的力学性能 总被引:3,自引:0,他引:3
采用真空热压及热静液挤压将机械合金化Al-Ti合金粉末固结成形。测试了挤压棒材的机械性能,并对材料的微观组织结构进行了分析。结果表明,球磨使钛过饱和地溶解于铝基体中,在热固结成形过程中,以细小弥散分布的Al3Ti金属间化合物(约30nm)析出。由于Al3Ti对晶内位错滑移的阻碍作用,使合金强度提高。合金的晶粒细小(约0.3μm),且由于Al3Ti对晶界迁移的阻碍作用,晶粒尺寸在400℃热处理时长大不明显,故Al3Ti弥散相具有良好的抗粗化能力,使得Al-Ti合金具有较好的热稳定性。 相似文献
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飞机迎角的校准及测量 总被引:1,自引:0,他引:1
本文首先叙述了迎角传感器空中校准的必要性和常用校准方法,简要介绍了各种常用空中校准方法的原理及其优缺点。实践表明利用静姿态角法阳参数辨识法相结合进行迎角空中校准,在一定范围内是切实可行的。但在大迎角及失速飞行中因非线性带来的一些问题大大增加了校准的难度。本文针对这一事实提出了用直接测定姿态角加计算航迹角间接确定飞机迎角的方法,解决了Y—7飞机失速试飞中的迎角测量问题。实践表明,该方法可以推广用于一般民用飞机的迎角测量。 相似文献
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集中涡法在计算旋成体大迎角气动特性中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
本文用集中涡法计算了尖头旋成体在大迎角时的气动特性。基于实验数据,选取了一组比较合适的自由积分参数,建立了初始分离角和雷诺数之间的经验关系式,从而在计算中较好地考虑了雷诺数的影响。马赫数的影响是通过Gthert法则进行修正予以考虑的。旋涡运动的微分方程组是用变步长的四阶龙格-库塔法来求解的。根据不同的积分位置分别选择三种不同的积分初始步长,以提高计算速度。本文对F_3A16和F3.5A7两种模型作了计算,计算结果和实验结果吻合得较好。 相似文献
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在完成了某型飞机模型自由飞失速/尾旋特性试验研究的基础上,改变飞机局部构形,加装腹鳍和翼刀,进行其失效/尾旋特性探索性试验。着重介绍试验的情况以及几种改变的不同组合对尾旋模态的影响,为设计部门更改设计提供了依据。 相似文献
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通过分析对比,详细介绍了南飞公司应用工业工程重新规划和改进钣金车间生产现场的作法,以及所取得的技术经济效果。 相似文献
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提出最大标准差方法和最大变异系数方法,能充分利用以往数据和经验提供的信息,大大减少了试件个数。与国际上常用的单侧容限系数法相比,可节省大量试件;而在试件个数相同的情况下,则可得到更接近母体百分位值的置信下限(如安全寿命或安全疲劳极限等)。 相似文献