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姜艳青%吕宏军%耿林 《宇航材料工艺》2008,38(6)
文摘利用Cu、Ti、B三种粉末,反应热压制备了原位TiB2p/Cu复合材料,采用XRD、扫描电镜和透射电镜分析了原位复合材料的显微组织。热压状态下,XRD分析表明材料体系在一定的工艺条件下能够完全生成TiB2p;SEM分析表明,TiB2颗粒在基体Cu中弥散、均匀分布;TEM分析发现TiB2颗粒呈六边形,尺寸约为几十微米。TiB2颗粒与基体结合良好,界面清洁,无污染。TiB2p/Cu复合材料的显微硬度及拉伸性能较基体Cu都有所提高。 相似文献
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李启军%吕宏军%王琪 《宇航材料工艺》2006,36(Z1):88-92
采用有限元法对特定高深径比TC4钛合金筒形件普旋成型进行了数值模拟,分析了运动轨迹、旋压道次间距和间隙对成型的影响.结果表明普旋时坯料不同部位的应力应变状态不同,采用凹曲线轨迹,间隙为3.5 mm,首道次间距为9 mm,分6道次旋压成型效果好.同时在有限元数值模拟基础上,成功旋制了高精度试验件,说明有限元模拟对旋压具有很好指导意义. 相似文献
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重复使用金属热防护系统研究进展 总被引:1,自引:1,他引:0
综述了金属热防护系统的国外研究最新进展,重点介绍了国内相关研究和试验的最新情况.指出金属热防护系统仍是下一代重复使用运载器大面积表面热防护系统的优选方案之一. 相似文献
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张春基%吕宏军%贾中华%陈道勇%胡国林 《宇航材料工艺》2007,37(6):57-60
为探索铌钨合金在液体火箭发动机上的应用,针对我国研制成功的Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金进行了高温性能试验及抗高温氧化涂层的研制,铌钨合金及涂层在高温时的组织结构分析及相关工艺试验。结果表明:Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金及抗氧化涂层可用于液体火箭发动机。 相似文献
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研究了Ti-6Al-2Zr-1Mo-1V合金预合金粉末经热等静压烧结后的力学性能和显微组织。结果表明,等离子旋转电极粉末氧增量低,粒度分布较集中,颗粒内部组织细小均匀;粉末钛合金材料室温拉伸强度不低于970MPa,伸长率为16%-21%,组织为均匀的条状α相和细小的β转变组织。 相似文献
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陈永来%李劲风%吕宏军%张宇玮%张绪虎 《宇航材料工艺》2007,37(6):44-49
在Gleeble~1500热模拟实验机上,采用高温等温压缩,应变速率为0.001~10/s,变形温度为360~520%,对通用型铝锂合金在高温压缩变形中的流变应力行为进行了研究,分析了其高温变形的物理本质。结果表明:在等应变速率下,真应力随温度的升高而降低;在相同的变形温度下,随应变速率的增加,流变应力水平升高。在较低的变形速率及较高的变形温度条件下热变形时,通用型铝锂合金容易发生动态再结晶。而变形速率较高,变形温度较低时,通用型铝锂合金可能发生剪切变形,热变形过程中则主要发生动态回复。 相似文献
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陈永来%吕宏军%张宇玮%王琪 《宇航材料工艺》2005,35(2):57-59
采用粉末冶金方法制备了纳米SiCp增强铝基复合材料,研究了增强相尺寸对铝基复合材料性能的影响。结果表明:体积分数为1%的纳米级SiCp/6066Al复合材料的强度与体积分数为12%、尺寸为7μm的SiCp/6066Al复合材料的强度相当,并且前者的塑性高于后者。 相似文献
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对GH4169高温合金板材超塑性及超塑成形进行了研究.研究结果表明:在典型的超塑成形应变速率范围(10-3~10-4)内,细晶GH4169合金在较宽的温度范围(920℃~980℃)内的延伸率都高于250%,最高延伸率可达513%,应变速率敏感性指数m值都大于0.3;合金在超塑过程中发生了晶粒动态长大,并且超塑变形后仍为等轴晶;利用超塑成形方法研制出了飞行器用GH4169合金燃气岐管,并通过了30MPa液压压力、保压10min的打压试验及20MPa、保压5min的气密试验. 相似文献