高温条件下DZ125缺口疲劳性能试验

研究了定向凝固合金DZ125 U型平板缺口试样在850℃下的缺口疲劳行为,进行了理论应力集中因子分别为1.91,3.01和4.35下的疲劳试验,原位观察了疲劳裂纹的萌生位置和扩展方向,并进行了疲劳寿命分析和裂纹萌生与扩展分析.结果表明:理论应力集中因子关联缺口疲劳寿命.随着名义应力的增加,缺口疲劳寿命对理论应力集中因子更敏感,而在低应力范围内,正好相反.通过原位观测技术,试验中还发现缺口疲劳裂纹的萌生和扩展并没有在最大轴向应力的缺口根部,而是缺口附近最大主应力位置.      

考虑服役微结构状态的镍基合金低周疲劳寿命预测方法

定向凝固/单晶镍基合金在服役过程中受高温、外载和时间的复杂影响会发生微结构退化,从而导致其低周疲劳性能降低.为了预测微结构退化镍基合金的低周疲劳寿命,探索材料微结构退化导致疲劳寿命缩短的机理,假定材料在标准热处理状态下承受更大载荷而不改变材料在给定载荷下的疲劳损伤机制和规律,基于连续损伤力学和应变能密度理论建立了考虑微...     

涡轮叶片小尺寸试样取样及高温疲劳试验夹持方法

针对服役涡轮叶片的疲劳性能及寿命评估问题,发展了一种适用于含薄壁和内冷通道等复杂结构特征涡轮叶片的小尺 寸试样取样技术及小试样的高温疲劳试验夹持方法。应用该方法对不同大修间隔的某型航空发动机第1级高压转子涡轮叶片进 行了取样,对叶片取样小尺寸试样在850 ℃下开展疲劳试验。试验结果表明：所发展的复杂构型涡轮叶片取样技术和小尺寸试样 高温疲劳夹持方法能够有效应用于该型服役发动机高压涡轮叶片的取样疲劳性能试验;真实服役的涡轮叶片小试样的疲劳性能 与标准热处理状态合金的相比出现了劣化,并且随着服役时间的延长劣化程度加剧,寿命降缩短例最大超过90%;服役涡轮叶片 取样小试样的疲劳裂纹主要萌生于表面和亚表面的缺陷,共晶组织和碳化物是服役涡轮叶片裂纹萌生的危险位置。     

AP粒度和包覆层对硼燃烧的影响

通过对AP和硼及其混合物进行热分析实验,研究了硼在AP分解过程中参与反应的程度;用氧弹式量热计测试含硼富燃料推进剂的爆热,分析硼在推进剂燃烧过程中的放热。结果表明,对各组分含量相同的含硼富燃料推进剂用AP包覆硼粒子和提高超细AP含量可促使硼在AP分解过程中参与反应,使AP／B(1：1)热分解的放热量增加,提高推进剂的爆热,有利于推进剂中硼的燃烧。     

30CrMnSiA高强钢拉杆激光熔覆修复

针对飞机用30CrMnSiA高强钢拉杆的修复需求,以气雾化30CrMnSiA钢合金粉末为熔覆材料,开展激光熔覆工艺研究及拉杆修复。对比不同工艺参数对成形质量的影响,研究最优工艺下焊接接头熔覆区的组织、力学性能以及熔覆层的耐磨损性能,并采用最优工艺对拉杆受损伤部位进行修复及尺寸测量。结果表明：采用最优激光熔覆工艺,可获得与基体冶金结合良好、组织致密的熔覆层,熔覆层由呈柱状或蜂窝状的铁素体及周边的马氏体组成;接头熔覆区的显微硬度在475HV左右,高于基体约36%;熔覆接头平均抗拉强度相比母材增加约9%;耐磨性实验中,激光熔覆试样与30CrMnSiA钢锻件相比磨痕深度减小27.7%,磨痕宽度也减小35.2%,具有更好的耐磨损性能。采用最优激光熔覆工艺获得了熔覆质量良好、尺寸符合要求且基本无热变形的修复拉杆。     

某型飞机电传操纵系统纵向通道典型故障分析

电传操纵系统是将飞机运动作为被控参量反馈到系统中以对飞机运动进行控制的电气信号传输系统,其可靠性对飞行安全有直接影响。本文以某型飞机电传操纵系统各通道为切入点,阐述纵向通道的组成及工作原理,并对纵向通道的典型故障进行原因分析,给出排除方法,为电传操纵系统纵向通道的排故提供指引。     

等离子涂层热疲劳失效模式及失效机理研究

开展了等离子涂层构件热疲劳实验研究,对失效过程及失效模式进行考察,分析了对失效起主导作用的应力分量.针对陶瓷层材料引入粘塑性本构模型,对涂层的热疲劳进行数值模拟研究.分析表明,氧化层厚度为2 μm时,陶瓷层波峰位置容易萌生Ⅰ型横向裂纹,界面中部偏上位置容易萌生Ⅱ型横向裂纹;氧化层厚度为8 μm时,陶瓷层内部法向应力主导横向裂纹的扩展;不同厚度的氧化层内部将形成较高的应变能密度.给出了等离子涂层内部裂纹形成过程及机理.      

局部配置法求解TBC界面裂纹应力强度因子研究

主要探讨了应用局部配置法求解拉伸载荷下和热载荷下陶瓷隔热涂层界面裂纹的应力强度因子的方法.对于陶瓷隔热涂层,其陶瓷层与粘结层之间的界面裂纹的应力强度因子是复型的,它包括应力强度因子的模和相位角.其求解与传统均质材料的应力强度因子是不同的.