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921.
为了更好地分析航空发动机用高温合金裂纹萌生阶段的变幅载荷对高温材料的低周疲劳裂纹萌生及扩展寿命的影响,将低周疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了低周疲劳损伤累积模型.结合室温下GQGH4169合金的裂纹扩展试验数据,通过有限元建模计算和数值分析方法确定了模型中具体的损伤参数数值,并对裂纹萌生寿命进行了预测.结果表明:该方法不但能准确地预测变幅加载下CT试样的裂纹萌生寿命,而且能很好地反映萌生阶段变幅载荷对裂纹扩展寿命的影响,而且降低了试验成本. 相似文献
922.
923.
利用双辉等离子渗金属技术和多弧离子镀技术在TC21钛合金表面制备了Al Cr复合涂层,并于750,850,950 ℃下进行了抗高温氧化性能研究。结果表明:Al-Cr涂层分为纯Al层、AlCr合金层、纯Cr层及扩散层,厚度约为48 μm,涂层连续致密、无贯穿性裂纹,并且与基体结合紧密。氧化过程中,Al Cr涂层表面能形成致密的Al2O3氧化层,阻止O元素向内扩散侵蚀基体,使涂层具有优异的抗高温氧化性能;Cr的存在既促进了Al的选择性氧化,同时又使得涂层的自修复能力得到增强。Al Cr复合涂层显著提高了TC21合金的高温抗氧化性。 相似文献
924.
Al-Li-Cu-Mg-Zr合金的超塑性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
Al-1.91Li-1.25Cu-0.46Mg-0.21Zr合金超塑性变形结果表明,最佳的时效工艺是400℃8h;冷轧工艺得到了比温轧(550%)更高的超塑性延伸率(630%);最佳超塑性变形工艺是T=500℃,(?)_i=3.33×10~(-3)s~(-1)(起始拉伸速度)。研究指出,Al-1.91Li-1.25Cu-0.46Mg-0.21Zr合金的超塑性预处理的时效工艺和轧制工艺影响了合金超塑变形初期的应变诱发再结晶,从而影响超塑性性能。超塑变形中的动态回变和动态再结晶是晶界滑动的重要协调机制之一。 相似文献
925.
926.
直接时效(DA)锻造工艺已成为生产GH4169合金涡轮盘锻件的基本方法之一。但实施DA锻造工艺时,锻造过程的各个环节要求严格控制,而且要有足够吨位的设备。参照在压力机上实施DA工艺的终锻过程,用有限元变形-传热耦合分析方法对直径520mm和高度190mm的GH4169合金坯料在不同情况下的镦粗过程进行了数值模拟。大量计算结果表明,在压力机上实施DA锻造工艺时,为了获得优质GH4169合金涡轮盘锻件,应合理确定压力机滑块速度,尽可能改善润滑情况及适当提高模具预热温度。对于GH4169合金涡轮盘锻件,采用等温DA锻造工艺可能是最佳的选择。研究结果对于在国内的生产条件下实施GH4169合金DA锻造工艺具有指导作用。 相似文献
927.
928.
929.
930.
阚国丽 《中国空间科学技术》1992,12(4):74-78
论述了TB2(Ti-5Mo-5V-8Cr-3Al)钛合金的超塑性成形在空间飞行器结构件—波纹板(厚0.25mm)制造上的应用技术,内容包括成形工艺参数和试验装置。结果表明,TB2钛合金粗晶板材,不经过组织细化处理,在750±10℃时具有良好的超塑性,并在超塑性成形过程中发生动态再结晶,使晶粒细化;同时,强度(δ_b)和塑性(δ)均有所提高。对于TB2薄壁波纹板而言,不锈钢(1Cr18Ni9Ti)成形模具及其平面密封结构能够满足超塑性成形的使用要求。 相似文献