碳化硅陶瓷基复合材料加工技术研究进展

碳化硅陶瓷基复合材料(CMC-SiC)是一种新型战略性热结构材料,在航空、航天、核能等高新技术领域具有广阔应用前景.但CMC-SiC材料硬度高、不导电等特性决定了实现其高精度、高质量加工较为困难.综述了CMC-SiC材料的传统加工和特种加工工艺的研究现状与进展,重点阐述了激光加工陶瓷及CMC-SiC材料的加工机理和加工效果.最后,指出了CMC-SiC材料加工技术的发展趋势.     

碳化硅陶瓷基复合材料的自愈合及结构吸波一体化研究进展

为满足高推重比航空发动机在长时热力氧化环境下的使用需求和航空发动机关键热结构部件的隐身需求,碳化硅陶瓷基复合材料正朝着自愈合抗氧化、兼具承载和吸波性能的结构吸波一体化发展。本文分别介绍了碳化硅陶瓷基复合材料在强韧化、自愈合抗氧化、电磁波吸收三方面的设计原则,综述了在这三方面的研究现状。一种材料同时具有高强度高韧性、自愈合抗氧化和吸收电磁波三方面的性质将是结构功能一体化CMC-SiC未来发展的大趋势。     

自愈合碳化硅陶瓷基复合材料研究及应用进展

为了满足高推重比航空发动机长时热力氧化环境的使用需求,连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料正朝自愈合方向发展.本文介绍自愈合碳化硅陶瓷基复合材料的微结构与性能,自愈合与强韧化机理,制造方法和工艺特点及其在航空发动机热端部件的应用情况,表明多元多层微结构形成了"层层设防,就地消灭"的氧化防御体系,是复合材料实现自愈合与强韧化的关键.自愈合碳化硅陶瓷基复合材料能够满足发动机高温服役环境要求,显著降低发动机的结构重量,从而有效提高发动机的推重比.     

镍铝涂层晶粒细化与金属氧化物掺杂改性研究

包埋渗铝获得的镍铝涂层是一种最早使用的Al_2O_3膜热生长型高温涂层。自20世纪50年代应用于航空发动机热端部构件的高温防护以来,进一步提高其抗高温氧化性能的机理和技术研究延续至今。基于对合金氧化及Al_2O_3膜热生长机制的理解,提出了晶粒细化与特定金属氧化物掺杂可提升镍铝涂层抗氧化性能的观点,介绍了涂层晶粒细化与金属氧化物弥撒掺杂方法,讨论了这些结构和成分改性影响涂层抗高温氧化性能的关键因素:包括Al_2O_3膜生长速度、亚稳态相向稳态相转变、涂层的黏附性以及涂层与合金基体的互扩散。这些新的研究结果有望为进一步挖掘渗铝涂层的应用潜力、延长其服役寿命提供理论和试验基础。     

C/SiC复合材料在航空发动机环境中损伤机理研究

以航空发动机中等载荷静止部件的服役环境为应用背景,通过等效模拟系统和高温风洞系统结合的方法深入研究C/SiC复合材料在航空发动机环境中的损伤机理,研究了温度、燃气速率、应力对加速系数的影响,以及预制体结构和燃气速率对耦合环境氧化的影响,并且可以通过计算承载区域的氧化速率来实现初步的寿命预测。     

基于显微组织演变的涡轮叶片损伤分析

涡轮叶片作为航空发动机和燃气轮机重要的热端部件,在复杂温度场、应力场及氧化腐蚀等环境下工作,面临多种损伤失效风险。为了阐明涡轮叶片涂层损伤模式,总结了现阶段涡轮叶片涂层工艺、特点及其显微组织构成。在结合叶片材料热力耦合试验中相的演变规律研究成果基础上,对服役不同时间和类型的涡轮叶片基体和涂层系统的显微组织进行分析,并与原始组织对比;确定了各种服役组织损伤形式,主要包括涂层系统退化、原始缺陷导致的裂纹扩展、过热损伤及γ′相的退化等;初步给出了涡轮叶片损伤机理和服役环境评估,提出后期涡轮叶片工程化应开展的研究工作和注意事项,从而实现由服役叶片失效后分析向使用前预防的转变,完善涡轮叶片正向设计体系。     

ZrB2 及其复合陶瓷的高温抗氧化性能

综述了ZrB_2及其复合陶瓷的高温氧化行为,认为ZrB_2陶瓷是一种优异的高温结构材料,其氧化失效是由于氧化产物B_2O_3保护层挥发失效而导致的;二元陶瓷ZrB_2-SiC由于SiC的加入,高温抗氧化性能大大提高,并对其在不同温度下的氧化物结构进行了阐述。在此基础上提出了进一步提高ZrB_2-SiC陶瓷抗氧化性能和服役温度的方法,并以添加TaC和LaB_6形成三元复相陶瓷为例进行了说明。     

高温材料研究进展及其在航空发动机上的应用

随着航空发动机推重比的提高,急需发展集轻质、高强韧、耐高温、长时间、抗烧蚀于一体的高温结构材料,如TiAl系和Ni3Al基金属间化合物、Cf/C复合材料、陶瓷、CMC-SiC复合材料等,以满足航空发动机愈加苛刻的工作环境。简要介绍了适用于高推重比航空发动机的高温结构材料的研究进展、成果、应用现状及存在问题,指出了高推重比航空发动机用高温结构材料是今后的研究目标和发展方向。     

飞行器服役（作战）完整性的提出与发展

飞行器服役完整性（对于军用飞行器也称为作战完整性）更综合地表征了飞行器在服役（作战）使用过程中的质量特性。本文首先介绍了飞行器服役（作战）完整性概念的提出过程,讨论了飞行器服役（作战）完整性的基本内涵和基本特性,阐明了飞行器服役（作战）完整性是飞行器服役（作战）适用性与飞行器服役（作战）效能发挥的基础。然后介绍了飞行器服役（作战）完整性的三种表征参数：飞行器固有完好率、飞行器固有健康度、飞行器服役（作战）完整度,并梳理了飞行器服役（作战）完整性优化设计的基本方法。最后提出了飞行器服役（作战）完整性的控制原理,指出了飞行器服役（作战）完整性发展的基础、研究方法和目前我国航空航天领域急需研究和发展的方向。     

飞行器服役(作战)完整性对结构疲劳断裂设计分析的新要求

飞行器在服役使用过程中,其服役完整性、服役适用性和服役效能(对于军用飞行器又可以称为作战完整性、作战适用性和作战效能)构成了其三个重要顶层基本属性,以反映飞行器在服役过程中是否"能用""好用""管用"的程度.飞行器服役(作战)完整性是飞行器在服役(作战)使用过程中保持完好(或可以正常使用)及功能未受到削弱的属性,是飞行...     

客观分析F-22当前出现的问题

美国F-22自服役以来一直处于问题的漩涡之中。作者对F-22出现的问题和原因进行了全面的分析。从中发现了一些值得关注的问题。     

阳极氧化对TiAl合金高温氧化行为和力学性能的影响

采用电化学阳极氧化技术在含NH4F的乙二醇电解液中对TiAl合金进行阳极氧化处理。研究阳极氧化对TiAl合金高温氧化行为和力学性能的影响。结果表明:由于“卤素效应”,阳极氧化处理的TiAl合金经高温氧化后表面形成致密、连续的Al₂O₃氧化膜,有效阻止了氧的内扩散,进而显著提高合金的抗高温氧化性能。经1000℃氧化100 h后,阳极氧化试样增重由未经阳极氧化处理试样的85.86 mg/cm²降至0.67 mg/cm²。另一方面,阳极氧化TiAl合金表面硬度和弹性模量随高温氧化时间延长呈先降低后升高的趋势。阳极氧化TiAl合金在高温服役后,合金的摩擦系数较未经阳极氧化处理试样上升,但表面耐磨性先降低后升高。这是由于TiAl合金经阳极氧化后,表面形成了一层富铝含氟氧化膜,由于氧化膜中F元素在高温氧化过程中与Ti、Al结合形成卤化物,卤化物蒸气选择性扩散在原始氧化膜处形成致密的Al₂O₃保护膜。阳极氧化对TiAl合金力学性能的影响主要是由于氧化膜中Al₂O₃的含量变化所致。     

TiAl合金中的氧扩散及恒温氧化研究现状

TiAl合金由于高比强度和优异的高温力学性能,是一种极具应用潜力的轻质高温结构材料,但存在脆性大、室温塑性差以及800℃以上抗氧化能力不足是其工程应用的最大障碍。本文对TiAl合金的恒温氧化行为、氧扩散以及氧化后力学性能变化规律进行了总结。基于服役环境条件下合金中的氧扩散规律及受控机制,对改善合金高温抗氧化性能的表面处理和合金化研究现状进行了归纳。分析了TiAl合金高温抗氧化行为研究及其控制技术在今后一段时期的发展趋势。     

定向凝固高温合金DZ4的动态再结晶行为研究

研究了定向凝固DZ4合金在高温静拉伸应力作用下的动态再结晶行为,重点研究了温度、应力及表面氧化等因素对DZ4合金动态再结晶行为的影响.结果表明,在一定大小的应力作用下,不带涂层的DZ4合金试样表面在800～950℃范围内会发生动态再结晶,且再结晶层厚度随着温度和应力的增高而增大;动态再结晶层均位于表面氧化层内.分析表明,表面氧化是DZ4合金发生表面动态再结晶的主要原因.试验结果同时表明,表面采用Al-Si渗层保护的定向凝固DZ4合金叶片在正常服役条件下不会发生再结晶.     

交流阻抗谱法在热障涂层失效研究中的应用

介绍了交流阻抗谱法作为无损检测方法在热障涂层失效分析中的应用。通过对热循环、静态氧化过程中热障涂层体系的阻抗谱分析,利用交流阻抗谱对热障涂层进行拟合,得到了服役过程中D_M以及TGO电阻R拟合的结果与氧化时间呈抛物线关系;并根据阻抗的变化确定了粘结层的氧化过程中氧化物成分从Al₂O₃变化到混合氧化物的过程;对陶瓷层电阻的拟合结果表明,陶瓷层在热循环250~350次之间的电阻变化与陶瓷层内微观结构以及应力的变化有关。     

涡轮叶片热障涂层三维成像研究进展

热障涂层是涡轮叶片高温防护关键技术,具有典型的层状结构特征,且热障涂层服役过程中高温氧化产生热生长氧化物结构,迫切需要利用三维成像方法无损探知热障涂层内部结构。由于计算机断层成像技术能提供三维立体图像,准确再现物体内部三维结构,是热障涂层层状结构最佳分析手段之一,在热障涂层喷涂质量评价和高温氧化监测方面具有很好的前景。重点介绍了国内外在热障涂层微米CT成像、同步辐射CT成像、聚焦离子束–扫描电镜(FIB–SEM)三维成像及热应力有限元仿真方面的进展。最后指出了热障涂层无损检测可能的发展方向。     

改装使米格-21战斗机重获新生

米格-21自1958年开始生产以来,共产生了15种型号的改型。据米高扬设计局的正式统计,前后共有49个国家和地区的空军使用该机,至今仍有约4000多架在各国空军服役,是世界上使用最广泛的第二代超音速轻     

定向凝固合金涡轮叶片服役后组织研究

涡轮叶片是飞机发动机中服役条件最为苛刻的部件，其性能关系到发动机的工作安全。因叶片服役环境复杂，服役条件苛刻，在服役中不可避免地形成各类损伤，对其服役损伤进行研究，有着重要的工程意义和经济意义。本工作选用实际服役后的定向凝固合金涡轮叶片作为研究对象，截取叶身上部高度80%横截面位置，利用SEM和EDS分析等方法进行定性和定量的微观组织分析。结果显示：该叶片存在两种不同类型的γ’相。一类γ’相尺寸小，形状规则，另一类γ’相尺寸大，形状不规则；借助对各部位γ’相进行尺寸分布表征，结合截面各部位硬度测试分析，表征了叶片不同部位间的微观损伤程度。结果表明，不同部位的服役工况不同，微观组织损伤程度不同。此外，总结和分析了在叶片个别部位出现的基体裂纹和涂层损伤等情况。     

涡轮叶片小尺寸试样取样及高温疲劳试验夹持方法

针对服役涡轮叶片的疲劳性能及寿命评估问题,发展了一种适用于含薄壁和内冷通道等复杂结构特征涡轮叶片的小尺 寸试样取样技术及小试样的高温疲劳试验夹持方法。应用该方法对不同大修间隔的某型航空发动机第1级高压转子涡轮叶片进 行了取样,对叶片取样小尺寸试样在850 ℃下开展疲劳试验。试验结果表明：所发展的复杂构型涡轮叶片取样技术和小尺寸试样 高温疲劳夹持方法能够有效应用于该型服役发动机高压涡轮叶片的取样疲劳性能试验;真实服役的涡轮叶片小试样的疲劳性能 与标准热处理状态合金的相比出现了劣化,并且随着服役时间的延长劣化程度加剧,寿命降缩短例最大超过90%;服役涡轮叶片 取样小试样的疲劳裂纹主要萌生于表面和亚表面的缺陷,共晶组织和碳化物是服役涡轮叶片裂纹萌生的危险位置。     

王少萍 机电系统与飞行控制技术专家

<正>您研究了集天地部署、智能故障推理和自主后勤保障于一体的航空机电系统高可靠服役理论体系,请介绍下其突出创新点或优势。王少萍:飞机的安全性和可靠性关乎乘客的生命和我军的作战能力。飞机能否长时间高效服役不仅与其高可靠性长寿命设计有关,而且与其服役期间的高效综合保障有关。