SiC_W/Al复合材料热处理工艺

本成果研究的主要内容及技术指标 :(ｌ)ＳｉＣＷ/Ａｌ复合材料的复合工艺研究 ;(2 )改善ＳｉＣＷ/Ａｌ复合材料塑性工艺研究 ;(3)ＳｉＣＷ/Ａｌ复合材料挤压、轧制和旋压性能的研究 ;(4 )降低Ｖｆ 和复合材料基体合金化的研究 ,可制成σｂ 达 6ＭＰａ ,Ｅ达 1.1ＧＰａ ,δ达3% ,薄壁 (2ｍｍ)筒形 (Φ2 0 0ｍｍ)缩比件 ,将提供系列的可压力加工的ＳｉＣＷ/Ａｌ复合材料。可在 2 50℃下使用。该项目经济效益十分显著 ,与长纤维复合材料相比 ,ＳｉＣＷ/Ａｌ复合材料的成本仅为前者的 1/ 10。而且在技术上ＳｉＣＷ/Ａｌ复合材料可加工成任意形状…     

耐磨减摩的钴基复合镀层

钴基复合镀层可采用一般镀钴液作为基液 ,所用粒子有Ａｌ2 Ｏ3、Ｃｒ2 Ｏ3、Ｃｒ3Ｃ2 、ＷＣ、ＴａＣ、ＺｒＣ、ＺｒＢ2 、ＢＮ、Ｃｒ3Ｎ2 、石墨、ＣａＦ2 等。复合镀法与熔渗法、热挤压法、粉末冶金等热加工方法相比具有工艺操作温度低、设备投资少、操作简单、易控制、能耗少、生产成本低、原材料利用率高等优点。可用具有特殊功能的复合镀层取代其它方法制备的整体实心材料。钴具有优良的耐热性能 ,在 70 0℃时仍能保持一定硬度 ,具有优良的耐磨减摩性能 ,因而钴基复合镀层被应用于航空航天领域。Ｃｏ -Ｃｒ3Ｃ2 复合镀层与制造飞机发动…     

对应用冲压发动机的兴趣增大

对付与时间敏感目标采用高速和超高速导弹 ,考虑以冲压发动机为动力的将日趋增多。 2 0 0 2财年 ,美国海军开始实施高速反辐射验证计划ＨＳＡＤ ,旨将哈姆导弹 (ＨＡＲＭ)升级为更高速反辐射导弹ＨＳＡＲＭ ,已选择可变流量固体火箭冲压发动机为动力装置的优选方案。德国研制的智能制导增程反辐射导弹Ａｒｍｉｇｅｒ,采用火箭冲压发动机推进 ,飞行马赫数可达到 3,于 2 0 0 2年初成功地进行了首次飞行试验。法国的冲压发动机飞行器ＶＥＳＴＡ ,将于 2 0 0 2年中期开始进行飞行试验 ,计划将这发动机用于装备核弹头的增程空面导弹ＡＳＭＰＡ ,…     

SiC晶须增强铝复合材料SiCW／Al的钻削加工

通过对ＳｉＣＷ／ＬＤ２零件的加工实践并参照有关资料，论述了ＳｉＣＷ／Ａｌ复合材料钻孔的特点及基本规律，并认为用Ｋ类硬质合金钻头加工该材料较为合适。     

NiAl金属间化合物铸造组织的研究

研究了Ｎｉ５１．８Ａｌ４８．２,Ｎｉ５０．７Ａｌ４９．２Ｚｒ０．１和Ｎｉ５１．７Ａｌ４８．１６Ｂ０．１４三种成分金属间化合物的多晶铸造组织,结果表明,ＮｉＡｌ由于热导性好,凝固迅速,获得的均为完全等轴晶组织,并且易形成疏松,铸造表面的Ｓｉ,Ｏ高含量层的厚度一般为２０μｍ三种金属间化合物的显微硬度按Ｎｉ５０．７Ａｌ４９．２Ｚｒ０．１,Ｎｉ５１．８Ａｌ４．２,Ｎｉ５１．７Ａｌ４８．１６Ｂ０．１４的顺序     

工艺动态

ＣＭ2 47ＬＣ超合金的耐高温腐蚀热障涂层　　德国的Ｉ .Ｇｕｒｒａｐｐａ对燃气涡轮发动机高温零件先喷涂耐腐蚀涂层 ,再喷涂氧化锆基热障涂层 ,以改善其抗氧化性和耐腐蚀性 ,延长零件寿命。在机械加工的直径 10ｍｍ、高 10ｍｍ的ＣＭ 2 4 7ＬＣ超合金试片上 ,用大气等离子喷涂制备各种成分的ＭＣｒＡｌＹ耐腐蚀涂层 ,再在该涂层上喷涂不同厚度的热障陶瓷涂层(8%Ｙ2 Ｏ3稳定的ＺｒＯ2 )。高温腐蚀试验在 90 0℃ ,90 %Ｎａ2 ＳＯ4 + 5%ＮａＣｌ+ 5%Ｖ2 Ｏ5的环境中进行 ,以得出涂层直至破坏的寿命。结果证明 ,热障涂层恶化是由于环境中的钒…     

SiCp／Al复合材料微蠕变行为及其影响因素分析

 通过对碳化硅颗粒增强铝基复合材料（ＳｉＣｐ／Ａｌ）微蠕变性能的测试及微观组织分析,研究了ＳｉＣｐ／Ａｌ复合材料微蠕变变形规律及机理。结果表明,ＳｉＣｐ／Ａｌ复合材料微蠕变变形行为可分为二个阶段：第一阶段是可动位错的耗尽阶段；第二阶段位错全面开动、增殖是引起材料微蠕变的主要原因。材料内的增强体颗粒、析出相可有效的提高材料的微蠕变抗力。     

低燃气发生器燃烧温度下管道火箭燃烧试验

低燃气发生器燃烧温度下管道火箭燃烧试验美国海军空中作战中心武器分部（ＮＡＷＣＷＰＮＳ）和荷兰ＴＮＯ普林斯·里茨实验室，制定了研究管道火箭（燃气发生器冲压发动机）燃烧室燃烧现象的联合试验研究计划。主要目的是研究燃烧特性随燃料喷入燃烧室的方法不同而引起的...     

走向商品化的激光成形

综合介绍了新兴的激光成形工艺的历史背景，激光成形零件的原理、成形过程、主要优点、激光成形零件的组织和性能，以及这种工艺技术下一步的应用计划。在现代战斗机上，有大量的结构件是 用诸如Ｔｉ－５Ａｌ－４Ｖ、Ｔｉ－６Ａｌ－２Ｓｎ－４Ｚｒ－ＺＭｏ－０．８Ｓｉ、Ｔｉ－６Ａｌ－２Ｓｎ－４Ｚｒ－６Ｍｏ、Ｔｉ－１０Ｖ－２Ｆｅ－３Ａｌ以及Ｔｉ－１５Ｖ－３Ｃｒ－３Ａｌ－３Ｓｎ之类高技术航空钛合金制造的。由于载荷条件，尺寸及重量上的限制，这些结构通常最好又应是做成整体的。为了做到这一点，通常采用整体的铸件、锻件或用一块…     

30CrMnSiNi2A钢表面Cr和Si扩散涂层的抗蚀性

用原位化学气相沉积方法同时沉积铬和硅于３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ钢上的研究已获成功。试验表明，理想涂层的试样在自来水、０．５％ＮａＣｌ水溶液和０．５ＭＨ２ＳＯ４溶液中都显示了优良的抗蚀性。得到的涂层厚１６０～２００μｍ，表面成分达到２６％～３４％Ｃｒ、约４％的Ｓｉ（ｗｔ％）。该涂层是用９０Ｃｒ－１０Ｓｉ（ｗｔ％）、中间合金、活化剂（９５．５ＮａＦ＋４．５ＮａＣｌ）（ｗｔ％）和填充料（ＳｉＯ２）在一定温度下保持若干小时得到的。     

航空专利信息

航空专利信息高温防护层德国西门子公司的一种涡轮零件防护层取得美国专利Ｎｏ．５５８２６３５，防护层的成分为（按重量％计）：２５％～４０％Ｎｉ，２８％～３２％Ｃｒ，７％～９％Ａｌ，０．５％～２％Ｓｉ；０．３％～１％稀有元素（从Ｒｅ、Ｐｔ、Ｚｒ、Ｍｎ、Ｗ、...     

SHS/PHIP合成TiC-Al2O3-xFe金属陶瓷的工艺及性能

采用ＳＨＳ／ＰＨＩＰ工艺制轩出了致密的ＴｉＣ－Ａｌ２Ｏ３－ｘＦｅ金属陶瓷。研究子延迟时间、高压持续时间及压力等工艺参数对合成ＴｉＣ－Ａｌ２Ｏ３－２０Ｆｅ金属陶瓷密度的影响,并分析了Ｆｅ含量对ＴｉＣ－Ａｌ２Ｏ３－ｘＦｅ金属陶瓷材料性能的影响。     

溶胶-凝胶法制备复合材料用氧化铝基体及涂层研究

采用溶胶—凝胶法,分别研究了用三种起始物异丙醇铝［Ａｌ（ＯＣ３Ｈ７ｉ）３］、氯化铝（ＡｌＣｌ３·６Ｈ２Ｏ）、硝酸铝［Ａｌ（ＮＯ３）３·９Ｈ２Ｏ）］,制备碳纤维三维编织物增强复合材料用氧化铝基体及涂层的工艺,考察了三种体系反应物配比、水解温度、反应时间等因素对制得的三种溶胶体系性能的影响,获得了较佳的溶胶配制参数;还考察了三种溶胶体系在通常情况下和在编织物中的凝胶化情况,获得了较佳的凝胶化条件;同时还研究了不同条件下三种凝胶的裂解产物及其晶体类型。结果表明,不管经过何种途径,凝胶在经１２６０℃裂解后均可获得α－Ａｌ２Ｏ３。     

C／C复合材料防氧化复合涂层的制备及其性能

提出并制备一种Ｃ／Ｃ复合材料防氧化复合涂层,其基本结构为ＴｉＣ粘结层／ＳｉＣ氧阻挡层／ＺｒＯ２－ＭｏＳｉ２外涂层,研究了其制备工艺、组织结构、对各单一涂层的防氧化作用及效果进行了分析,并对其抗氧化性能进行了测试。通过比较四种成分组成的抗氧化陶瓷外层的抗氧化性能,结果表明：随着外涂层中ＭｏＳｉ２含量的增多,复合涂层的抗氧化性能增强,其中带有ＴｉＣ／ＳｉＣ／ＭｏＳｉ２涂层的Ｃ／Ｃ复合材料试样在１３００     

美国第10届航空材料年会及展示会动态

大型飞机铸件在美国举行的第１０届航空材料年会及展示会上,ＰＣＣ结构公司的精密铸件分公司展示了它的航空发动机大结构件的铸造能力。结构用高温铸件的直径达到２．１ｍ,铸件重量３１８０ｋｇ;钛合金铸件直径达２．５ｍ,或长２．５ｍ,铸件重７７０ｋｇ。ＤＷＡ铝基复合材料ＤＷＡ铝复合材料公司展示了非连续增强铝产品,包括挤压件、轧压件、锻件及其他变形工艺。所用的材料系统包括６０９２和２００９铝合金,ＳｉＣ颗粒体积百分率为１５％～２５％（结构用）,３０％～３５％（热胀及热管系统用）。喷射成形铝英国的Ｏｓｐｒｅｙ金…     

先驱体转化—热压烧结碳纤维增韧碳化硅复合材料的显微结构

采用ＸＲＤ,ＨＲＴＥＭ 和ＳＥＭ 等分析测试手段,研究了以聚碳硅烷（ＰＣＳ）为先驱体和粘结剂,Ｙ２Ｏ３ 和ＡｌＮ 为烧结助剂,采用先驱体转化－热压烧结法制备的Ｃｆ／ＳｉＣ复合材料的显微结构。结果表明,Ｙ２Ｏ３ 主要与ＰＣＳ的裂解产物以及ＡｌＮ 和ＳｉＣ表面的氧化物发生反应,形成有助于复合材料致密化的液相,而ＡｌＮ 则与烧结液相和ＰＣＳ之间通过反应－ 溶解－ 沉积过程,形成主要分布于界面相中的微小ＳｉＣ－ＡｌＮ 固溶体。正是由于含有一定量ＳｉＣ－ＡｌＮ 固溶体的富碳界面相使纤维与基体之间的结合适中,纤维易发挥脱粘和拔出作用,复合材料具有很好的力学性能     

先驱体转化─热压烧结法制备Cf/SiC复合材料

以Ｙ２Ｏ３－Ａｌ２Ｏ３和ＭｇＯ－Ａｌ２Ｏ３为烧结结助剂体系,研究了烧结助剂体系及其含量对Ｃｆ／ＳｉＣ复合材料密度与动力学性能的影响,结果表明,以Ｙ２Ｏ３－Ａｌ２Ｏ３为烧结助剂时,复合的力学性能优于烧结肋剂为ＭｇＯ－Ａｌ２Ｏ３时复合材料的力学性能,当烧结助剂为Ｙ２Ｏ３－Ａｌ２Ｏ３时,随着烧结助剂含时的增加,复合材料力学笥能不断提高,断裂韧性在烧结助剂含量为１２％时达到最大值１４．８３ＭＰａ．ｍ＾１／２,进一步增中烧结助剂的含量,复合材料的抗弯强度叶有提高,但断裂韧性急剧降低,烧结助剂含量超过１５％后,抗弯强度也急剧降低,结果同时证明,复合材料的断裂行为取决于纤维／基体间的界面结合强度,即纤维／基体间的界面结合情况是决定纤维增强陶瓷基复合材料力学笥能的关键因素。     

非晶态Al83Y10Ni7（at％）合金晶化动力学

应用ＤＳＣ技术研究了Ａｌ８３Ｙ１０Ｎｉ７（ａｔ％）非晶合金晶化动力学。在恒加热速率晶化曲线上，随升温率在１～４０Ｋ／ｍｉｎ范围变化，分别出现３～４个放热峰。利用Ｋｉｓｉｎｇｅｒ法，Ｏｚａｗａ法和Ａｒｈｅｎｉｕｓ法分别计算了晶化激活能，认为Ａｌ８３Ｙ１０Ｎｉ７非晶合金在Ａｌ－Ｙ－Ｎｉ系有较高的结构稳定性，晶化时第一个放热峰晶化相的等温晶化动力学在０．１５＜ｘ＜０．８５范围内符合Ｊ－Ｍ－Ａ方程，Ａｖｒａｍｉ指数ｎ＝２．５；引用阶段Ａｖｒａｍｉ指数和阶段激活能，研究了等温晶化过程中不同阶段的形核和长大行为     

微波加热实现陶瓷材料同时烧结与连接的研究

利用微波加热方法对ＺＴＡ（Ａｌ２Ｏ３＋２０ｗｔ％ＺｒＯ２）,Ｙ－ＴＺＰ（２．７ｍｏｌ％Ｙ２Ｏ３）进行了同时烧结与连接,并进行了常规加热对比试验。对ＺＴＡ、Ｙ－ＴＺＰ的烧结密度及二者的连接强度进行了评定。利用扫描电镜对微观组织进行了观察。结果表明,利用微波加热可以顺利实现陶瓷材料之间的同时烧结与连接。与常规方法相比,微波加热时致密化过程快,收缩致密化协调性好,组织细小、均匀,连接强度高。     

晶须和短纤维混杂增强铝基复合材料研究

简要介绍了ＳｉＣ晶须和Ａｌ２Ｏ３短纤维混杂增强铝基复合材料的制造工艺，并对材料的力学性能进行了测试，对金相组织和扫描断口进行了观察。结果表明，用该工艺制造出增强剂分布均匀的复合材料，材料的性能尤其是抗拉强度有了较大幅度的提高，复合材料中晶短纤维的增强机理明显不同，该材料有望在大功率发动机上得到应用。