钛合金TC9压气机盘的拉削

为了适应改进发动机性能的需要,我们采用钛合金TC4、TC9代替1Cr11Ni2W2MoV不锈钢来制造压气机盘,并已顺利地通过了寿命试车。试车结果表明,钛合金机盘启动容易,加速时间快,性能良好。分解后,外观检     

显徽组织和拉伸塑性对TC11合金低周疲劳性能的影响

本文研究了不同β及α+β热处理制度对TC11钛合金组织,室温拉伸性能及低周疲劳矬能的影响,以及TC11钛合金的拉伸塑性与其低周寿命的关系。研究表明,在较小的应变幅下,片状组织与等轴α组织的低周疲劳寿命(Nf)的差别相对减小。此时,合金的拉伸塑性对Nf的影响较小。各种组织的TC11钛合金均呈现循环软化现象。对于钛盘或其它高温工作的零件,使用片状组织比使用等轴α组织更为有利。     

TC11钛合金整体叶盘锻件组织均匀性评价方法

根据锻件内热力参数分布情况建立了基于Taguchi方法的损失函数,探索盘类锻件组织均匀性数值评价方法。应用所建立的损失函数以及TC11钛合金整体叶盘的锻造过程有限元数值模拟结果,对TC11钛合金整体叶盘组织均匀性进行了数值评价,并进行了试验验证。结果表明,对于TC11钛合金整体叶盘锻件,应用本文建立的质量损失函数贡献因子得到的损失函数(情况2)的评价结果与实际生产得到的锻件内组织均匀性一致性好,且当质量损失函数值在0.33～0.44范围内时,锻件的组织均匀性能满足技术条件要求。     

TC_4钛合金气瓶半球的几种模锻成型工艺比较

本文介绍16吨蒸汽模锻锺、12000吨自由锻水压机和4000吨液压螺旋压力机模锻TC4钛合金气瓶半球的成型工艺及其试验结果。上述三种模锻方法成型的模锻件,其性能均达到技术要求。其中以4000吨液压螺旋压力机模锻的锻件,综合性能最佳,厚度薄、重量轻、表面质量好。既节省了原材料,又节省了机加工时,经济效益高。     

TC11钛合金压气机盘的切削加工

本文介绍了TC11钛合金压气机盘的切削加工,对加工中的难点作了较详细的分析,制定了适当的加工方法,并分析了表面质量易出现的问题,提出了预防措施。     

TC11/TC17线性摩擦焊飞边及焊缝微区特征分析

对TC11/TC17异种钛合金线性摩擦焊飞边和接头的组织进行了分析。研究结果表明,焊接飞边组织不是2种钛合金的混合组织而是由TC11钛合金、过渡区和TC17钛合金组成。而线性摩擦焊接头由TC11母材、TC11侧热力影响区、焊合区、TC17侧热力影响区、TC17母材组成,两侧热力影响区组织沿着飞边挤出方向被拉长,而两侧焊合均发生动态再结晶,并在焊合线处形成了共生晶粒。     

大规格损伤容限钛合金TC4-DT的研制及应用

为了满足新一代战斗机对大规格损伤容限钛合金的需求，开展了TC4-DT钛合金大规格棒材与锻坯的成分与组织控制、大型锻件热处理过程中的显微组织控制、材料与锻件的制造过程控制、零件的疲劳强化等研究。经过大型铸锭熔炼、大规格棒材和锻坯试制、大厚度锻件试制、结构设计与制造，结果表明：损伤容限钛合金TC4-DT大型铸锭的成分均匀、大型锻坯和大厚度锻件的抗拉强度变异系数降至约2%，激光冲击、喷丸和冷挤压等对该合金的寿命增益效果显著。损伤容限钛合金TC4-DT在新一代战斗机上获得了广泛应用。     

俄国等温锻造技术的进展

介绍了俄国等温锻造专用设备、加热装置和模具材料等简况,以及钛合金叶片、压气机盘、飞机结构件和高温合金涡轮盘等零件等温锻造工艺研究、试制和生产的基本情况。     

航空发动机用TC11钛合金抗点燃性能及机理研究

采用摩擦点燃方法研究摩擦接触压力P和预混气流氧浓度c0对TC11钛合金抗点燃性能的影响,建立定量描述TC11钛合金抗点燃性能的P-c0关系,并结合原位观察、SEM和EDS等手段给出TC11钛合金点燃与抗点燃的微观机理。结果表明,TC11钛合金的P-c0关系曲线符合抛物线规律,P从0.05MPa增至0.25MPa时,点燃对应的c0降低约32.5%;TC11钛合金点燃的c0至少比TC4钛合金高20%,即TC11钛合金的抗点燃性能显著高于TC4钛合金;摩擦过程产生强烈的火花,着火首先发生在具有原生金属表面的微凸体上;点燃过程形成燃烧区、熔凝区、热影响区和过渡区四个具有不同特征的区域;富Al和Mo的钛基固溶体相降低热影响区Ti向熔凝区的扩散速率,限制燃烧区Ti与O的优先反应,并与熔凝区O的大量固溶共同阻止O向热影响区的继续扩散,从而提高微凸体的抗点燃性能。     

获奖项目选介(工艺、材料部分)

六二一所和上钢五厂、三○○七厂、四二○厂等单位自一九八○年五月以来,为满足某机选用TC11钛合金急需,对合金的成份、冶炼工艺、热加工工艺、热处理工艺、组织性能、超声检验等进行了全面试验研究。合金的全面测试结果表明,TC11已达到国外同类合金水平,且在蠕变、热稳定性等方面有所超过。钛盘模锻件的性能测试结果表明,所有技术考核指标均符合规定要求,其中塑性指标、蠕变抗力、热稳定性均较BT9(相应的苏联合金     

TC11钛合金热变形性能的试验研究

研究了TC11钛合金在温度600~800℃、应变速率0.001s-1~1s-1条件下的高温压缩变形行为,分析了变形温度、应变速率对热变形过程中变形抗力和显微组织的影响,探讨了TC11钛合金热旋压变形的可行性,为钛合金热旋工艺制定提供理论和试验依据。     

钛合金在飞行器中的作用

介绍国内50多年以来,发展比较成熟和使用性能稳定可靠的一些钛合金,可供设计人员选用。同镍基高温合金和不锈钢相比,钛合金的组织比较复杂,对制造工艺比较敏感,这也是在制造钛合金零部件时,必需注意的问题。本文介绍和推荐了高强钛合金TC18、TC21和TB6的一些基本性能,高温钛合金则介绍和推荐了TC25、TC11、TC6、TC4、TA19和TA15合金,与国外的Ti-100、IMI834、BT18Y、BT25Y和BT36等高温钛合金相比,TC25和TA15合金综合性能较好,加工制造工艺比较简单,成本低,更适合在国内推广应用。同时也对钛合金的发展趋势作了一些说明。     

TC11/TC17钛合金线性摩擦焊接头组织与性能

针对航空发动机钛合金整体叶盘的典型材料TC11和TC17开展对异种钛合金线性摩擦焊的研究,其中包括飞边形貌、接头组织及拉伸性能等.研究结果表明:TC11/TC17异种钛合金线性摩擦焊沿振动方向的飞边较长;焊接接头明显分为3个区域:母材、热机械影响区和焊缝区,其中TC11母材为双态组织、TC17母材为网篮组织、热机械影响区的组织沿着受力方向被拉长,焊缝发生了动态再结晶,组织为等轴晶.拉伸测试结果表明:接头的抗拉强度及屈服强度能达到与TC11等强,拉伸试样均断在TC11母材一侧,随着测试温度提高,强度呈线性下降趋势;而断面收缩率均超过TC17母材,随着测试温度提高,变化不明显.     

TC9钛合金的双重退火与形变热处理

我厂部份叶片用TC9钛合金制造。模锻(包括顶锻、预锻、终锻和最终成形)毛坯经过双重退火,其目的是消除模锻应力,改善合金的组织并获得要求的机械性能。存在的主要问题是钛合金叶片的热处理变形。为解决变形问题,曾使用冷校正,但是冷校正叶片在电解加工叶身型面时,又发生超差变形,而且大叶片冷校正不了。又使用形变热处理经过三次小批生产,结果满意,使变形问题得到基本解决,从而提高了叶片热处理质量。一、热处理工艺双重退火分高温退火和低温退火。由于钛的化学活泼性很高,在高温中能和多种元素发生反应而受到污染,为减少钛合金的污染在高     

航空发动机TC25热强钛合金β锻造盘环构件制造关键技术

通过开展TC25热强钛合金β锻造盘环构件制造关键技术研究,突破了大高径比盘件、高筒环件β锻造组织均匀性,构件加工制造变形及表面完整性、焊接质量及焊缝无损检测等技术难题,实现了550℃高温热强钛合金的工程应用。     

热强钛合金真空热处理

本文以TC6、TC11铁合金为研究对象,介绍了热强钛合金真空热处理设备和工艺规范,试验结果证明,真空热处理是热强钛合金理想的热处理方法,处理后的试验件表面质量、含氢量、综合机械性能均满足要求.     

激光增材制造高强高韧TC11钛合金力学性能及航空主承力结构应用分析

随着损伤容限设计理念发展和轻量化要求提高,高强高韧钛合金逐渐成为航空装备关键主承力构件主要结构材料。激光增材制造制备钛合金大型主承力构件具有数字化、短周期、低成本等技术优势,特别是激光增材制造过程超常固态相变动力学条件为制备高强高韧钛合金提供了新的机会。本文根据航空主承力结构选材性能要求,对激光增材制造TC11钛合金静强度、疲劳和损伤容限特性进行测试与分析,在此基础上对其在航空主承力结构的应用前景进行分析。结果表明,激光增材制造TC11钛合金力学性能具有显著的高强高韧和低屈强比特征,其疲劳缺口敏感性和裂纹扩展速率低,性能分散性小,综合性能满足航空主承力结构选材要求。与目前航空主承力结构广泛应用的TC4-DT损伤容限型钛合金相比,激光增材制造TC11高强高韧钛合金损伤容限特性相当、疲劳性能有所改善、许用应力提高23%,结构具有进一步减重优势。激光增材制造TC11钛合金优异的强韧性匹配在提高结构许用应力的同时可避免大厚度结构发生脆性断裂,其低疲劳缺口敏感性和优异的疲劳裂纹扩展特性对于结构服役安全具有重要意义。     

激光冲击对TC11钛合金组织和力学性能的影响

对TC11钛合金进行激光冲击强化处理,通过透射电子显微镜观察不同参数下TC11钛合金的微观组织变化,用显微硬度计和X射线应力测试仪分别测试材料表层硬度和残余应力,并通过TC11钛合金标准疲劳试片高周振动疲劳试验验证激光冲击对其疲劳性能的影响.试验结果表明:激光冲击波作用后表面组织结构发生明显变化,当冲击次数增加,先后出现了高密度位错、位错胞和纳米级晶粒等微观组织特征.冲击10次后,表面残余应力最高达到-632.5MPa,相应的塑性变形层深度达到1500μm左右;同时表面硬度在冲击1次即可提高19%,硬度影响深度为700μm,随着次数增加而提高,但幅度不大.经3次冲击处理的TC11钛合金标准疲劳试片的疲劳极限由原始483MPa提高到593MPa.      

TC11钛合金的最大m值超塑性变形研究

介绍最大m值超塑性变形的试验方法和计算机控制系统,分析TC11钛合金采用该方法的超塑性变形特点。试验结果表明,经过细化处理的TC11钛合金,在900℃时恒应变速率试验的最大延伸率为1260%,采用最大m值变形方式可以获得异常高的超塑性,延伸率为2300%。TC11超塑性变形以晶界滑移为主,并伴随晶内位错滑移,最大m值法超塑性变形能够使动态再结晶充分发生,是提高钛合金塑性的有效方法。     

TC4钛合金气瓶半球体模锻新工艺的研究通过技术鉴定

用“4000吨液压螺旋压力机模锻 TC4钛合金气瓶半球体工艺的研究”技术鉴定会于19(?)3年11月29日至12月2日在无锡召开。会议由航天部一院和江苏省无锡市机械工业局联合主持。参加会议的有航天部、机械部、冶金部有关科研、生产、设计、使用单位及哈尔滨工业大学和有关的驻厂代表等17个单位共41名代