Al-TiO2-C系原位合成铝基复合材料高温拉伸性能及断裂机理

讨论了Al-TiO2-C反应系原位反应合成铝基复合材料的常温和高温拉伸性能及其断裂机理.当C/TiO2摩尔比为0时,增强相由α-Al2O3和Al3Ti组成,随C/TiO2摩尔比的增加,Al3Ti逐渐减少,在C/TiO2摩尔比为1时,Al3Ti基本消失.室温抗拉强度和延伸率随C/TiO2摩尔比的增加而同步提高,分别由250.4 MPa和4.0%上升到350.8 MPa和6.0%.SEM观察发现有的Al3Ti自身解理开裂,并在四周形成较大韧窝,拉伸时裂纹核可在Al3Ti棒中和基体中α-Al2O3的聚集处形成,并分别在棒的解理面和基体中扩展引起断裂.高温时,热错配应力促使裂纹核先于基体在Al3Ti棒与基体的界面萌生扩展,Al3Ti从基体中脱离,断口出现洞坑,C/TiO2摩尔比为1的复合材料在727K时,拉伸强度降为93.3MPa,延伸率升为11.0%.     

模拟沿海大气环境腐蚀对2A12-T4 铝合金板件疲劳行为的影响

对航空材料服役的大气环境开展实验室加速模拟试验以获得其长期腐蚀行为和寿命退化情况是相关材料和装备设计、制造、维修以及寿命评定和寿命控制的重要内容和基础。通过开展针对2A12-T4 铝合金板件的模拟铝合金沿海大气腐蚀的实验室加速腐蚀试验，模拟研究从初期点蚀到后期剥蚀的整个沿海大气腐蚀过程中，腐蚀对铝合金板件疲劳特性的影响；基于疲劳寿命退化相当的原则，建立2A12-T4 铝合金板件加速腐蚀与大气腐蚀之间的加速等效关系。结果表明：2A12-T4 铝合金实验室加速预腐蚀后疲劳寿命退化规律与大气预腐蚀疲劳寿命退化规律一致，均呈现为“快速下降期”+“平台期”的特征。     

不同环境下LY12-CZ铝合金表面腐蚀损伤演化规律研究

 本文对不同腐蚀温度、不同腐蚀时间作用下铝合金的表面腐蚀损伤形态进行了试验研究。腐蚀损伤在实验室中由人工产生。在光学显微镜下测量得到不同腐蚀环境下试验件的表面腐蚀损伤度数值，并对这些数值进行了详细的统计分析。研究结果表明，腐蚀损伤度随腐蚀时间和温度的增加而增大很快，腐蚀损伤度的概率分布符合逻辑分布。     

铝合金的超塑性等温压缩试验研究

本文对供应状态的铝合金(LD5、LY12CZ、LC4)作了超塑性等温压缩试验。研究了晶粒度、变形温度、变形速度对铝合金超塑性的影响,並在实际产品上作了应用,取得了满意的效果。     

三维网络陶瓷增强ZL109复合材料的干摩擦磨损性能

本文采用压铸法制备了三维连续网状多孔陶瓷增强铝基复合材料,研究了其在干滑动摩擦条件下的磨损行为。结果表明,复合材料的耐磨性优于铝合金,网络孔径越小,复合材料的耐磨性越好。     

飞机结构腐蚀搭接件应力应变分析

通过对一架退役飞机分解检查，发现搭接件外表面光滑，而搭接面腐蚀很严重。利用三维有限元法定性地分析腐蚀产物膨胀作用的“垫枕效应”，得到了蒙皮板的应力应变的分布情况，确定了疲劳裂纹可能的形成位置，讨论了孔蚀对搭接件蒙皮应力应变分布的影响。     

快速凝固高温Al—Fe—Mo—Si—Zr—Ti合金凝固组织特征

研究了５～７４μｍ的快速凝固Ａｌ－Ｆｅ－Ｍｏ－Ｓｉ－Ｚｒ－Ｔｉ合金粉末凝固组织特征，探讨了凝固组织形成机制。结果表明，合金粉末主要有四种基本组织：初生Ａｌ＿９（Ｆｅ，Ｍｏ）＿２，α－Ａｌ与Ａｌ＿６（Ｆｅ，Ｍｏ）共晶，胞晶及显微胞晶，出现这些组织的典型尺寸依次为５６μｍ、４０μｍ和８μｍ；合金元素Ｍｏ的加入，显著提高合金粉末凝固前过冷度，使１０～４０μｍ粉末的凝固机制发生了变化，由导热控制型转变成溶质扩散控制型，从而基本上消除了该尺寸范围内粉末凝固组织中共晶成分和初生相。通过理论分析，建立了快速凝固形核动力学模型并进行了模拟计算，从理论上证实了胞间准晶相为初生相，计算得出在二元Ａｌ－Ｆｅ合金中抑制该相形成所需的冷却速度高达１０￣（１３）Ｋ／ｓ。     

服役条件下飞机结构腐蚀损伤概率模型研究

 从现役飞机结构腐蚀损伤外场调研数据入手,对飞机结构主要材料 LY12 CZ的腐蚀特征量进行了统计分析。结果表明,给定时间下腐蚀损伤深度服从 Weibull分布;给定可靠度下,腐蚀深度 (d)随时间的变化符合 Sigmoid曲线规律;在较为恶劣环境下某型机内部件防腐涂层的有效期约为 2.5年。     

4种铝合金的应变疲劳力学特性的研究

 分析了 4种铝合金在循环应变作用下的力学行为及材料在纵、横或高向的应变疲劳力学性能的差异。实验结果表明,不同的取样方向对铝合金的应变疲劳寿命的影响主要取决于材料的塑性。4种铝合金在纵、横或高向的循环应力-应变行为均表现为循环硬化。7475 T735 1合金较之其他 3种材料具有较好的应变疲劳特性     

LY12铝合金的拉扭复合加载疲劳

对LY12铝合金的拉扭复合加载疲劳性能进行了研究,并用扫描电镜对疲劳试样的断口进行了观察.试验选用单轴轴向、0°同相拉扭复合、45°非同相拉扭复合、90°非同相拉扭复合和纯扭转五种加载路径,并使试样在不同加载路径下的最大等效应变值相等.结果表明,LY12铝合金试样在五种加载条件下,均出现循环硬化和饱和现象.LY12铝合金试样在纯扭转加载时的寿命最长,在90°非同相拉扭复合加载时的寿命最短.用Wang-Brown模型的损伤参量,可以较好解释不同加载条件的疲劳寿命差异.单轴轴向加载和0°同相拉扭复合加载试样的断口均出现疲劳条纹,纯扭转加载和90°非同相拉扭复合加载断口形貌以裂纹面间相互摩擦的痕迹为主.