航空发动机涡轮盘轮缘凸块塑性变形失效分析

针对某航空发动机在工作过程中发生的涡轮盘轮缘凸块局部异常塑性变形故障,对故障涡轮盘进行失效分析。在此基 础上,通过开展无应力及附加应力的加热模拟试验,总结了GH4169合金组织中δ相的3种析出形貌,以及加热温度、时间、应力3种因素对δ相析出的影响规律。通过对比硬度测试及温色试验结果,明确了GH4169合金试样在700 ℃以下组织和硬度无明显变化,但颜色变化明显;在700 ℃以上,随着δ相析出量的增加其硬度不断减小,而颜色却几乎无变化。结果表明：故障涡轮盘轮缘凸块部位的塑性变形是由于发动机工作过程中超温引起的,故障部位的实际工况达到了约750 ℃、100 h左右的超温。落实改善涡轮盘轮缘的冷却环境、提高涡轮部件加工及装配精度的改进措施后,涡轮盘通过了首翻期加速模拟、经起飞状态摸底和适航状态长时试车验证,无类似故障再次发生。     

变形程度对位错组态演化的影响

金属塑性变形过程中，外加应力和内应力的共同作用导致位错组态的形成。本文分析了位错胞的形成、特性及其变形程度对位错组态演化的影响。     

棘轮和蠕变条件下材料的附加塑性变形行为研究

针对316L不锈钢进行大量单轴棘轮和蠕变试验研究,对材料在棘轮和蠕变作用下的塑性变形行为以及变形量进行比较和分析.分析发现,材料棘轮和蠕变变形行为之间存在一些相似规律,而且相同试验时间下蠕变变形高于棘轮变形.在持续应力作用下,材料的附加塑性变形与作用应力间体现出上凸的抛物线规律,附加塑性变形先随应力的增长而升高,达到峰值后又逐渐减小.最后,根据这种上凸的抛物线规律提出相应的本构描述方程.     

喷射沉积SiCp／LY12复合材料的性能及超塑性变形

研究了喷射沉积10Vol％SiCp／LY12复合材料的组织、强度极限该复合材料经热等静压和等温热正挤压后的超塑性。结果表明：喷射沉积的铝基复合材料经过简单的预处理具有良好的超塑性性能，应变速率敏感性指数m值达0．53，极限延伸率达345％。这与良好的组织状态密切相关。在该复合材料的超塑性变表过程中，空洞的形核与长大一直存在，空洞的长大和连接对材料的断裂有重要的影响。     

金属塑变的全量理论与等效硬化曲线的关系研究

只要在加载过程中不卸载，就可证明全量理论与等效硬化曲线之间具有一定的依存性，在一定程度上可以互为前提和结果。而屈服准则，可以看成是全量理论或等效硬化曲线在一定的变形程度下的表达。     

真空助力器后壳体工艺成形

平板毛坯局部胀形产生的塑性变形不局限在所谓的直接变形区范围内的材料,而比直接变形区大得多的范围内的材料都产生了塑性变形。此范围的大小,取决于板材本身的极限强度与屈服强度之比值。比值越大则变形区的范围相对地就越大。胀形能达到的高径比主要由材料的极限强度与屈服强度的比值及延伸率所决定。对于08F钢,其胀形高径比可达0.4,并在胀形之后又经三次拉延也未加中间退火工序。     

复合化学热处理13Cr4M04Ni4VA钢摩擦磨损性能研究

对13Cr4Mo4Ni4VA钢进行了真空渗碳、复合硬化及离子渗硫处理,制备了不同梯度结构的表面层.对不同工艺试件的摩擦磨损性能进行了对比研究,并对相应表面层的组织及磨损形貌进行观察分析,探索了不同工艺试件的抗磨减摩机理.结果表明:复合硬化13Cr4Mo4Ni4VA钢表面超硬(＞70HRC),组织优异,结构梯度分布,抗塑...     

抛物面天线旋压成型过程分析与拼焊工艺优化

通过对旋转曲面空心旋压成型工艺的特征分析,建立了理想约束条件下薄板曲面塑性变形过程的数值模型,初步探讨了曲面精度控制的工艺途径。在对铝合金材料抛物面天线精密旋压成型过程曲面撕裂危险区的计算与分析的同时,优化了板料拼焊工艺,在生产中取得了良好的效果。     

等压吹塑成形时间与变薄量计算

超塑性等压吹塑成形是一种超塑性成彩方法。通过对典型零件吹塑成形的变形过程的力学分析,计算其成形时间和最大变薄量,为工程设计提供具体的参考数据,以减少设计工作的盲目性。