保温时间对K452高温合金钎焊接头组织与性能的影响

采用钴基钎料及镍基合金粉料,分别在1170℃保温10min、60min和120min的钎焊工艺下,对K452镍基铸造高温合金进行真空钎焊实验,通过扫描电镜和能谱分析仪进行了接头显微组织观察与物相分析,并测试钎焊接头的高温力学性能。结果表明:在保温60min的工艺规范下,界面实现较好的结合,钎缝内部孔洞缺陷较少,钎缝组织均匀,有利于钎焊接头性能的提高;在更长的保温时间120min下,钎缝内部又有蚀孔缺陷形成,且较多的白色块状化合物在合金粉颗粒间聚集长大,但界面结合良好,钎焊接头性能较高,900℃抗拉强度达到400MPa,900℃/100MPa持久寿命为141h55min。     

考虑应变依赖性的硬涂层复合结构有限元分析

在简要介绍硬涂层材料应变依赖性的基础上,推导了用迭代有限元法求解硬涂层复合结构动力学特性的原理,进一步提出了求解硬涂层复合结构固有频率和振动响应的计算流程,即由振动响应值来修正硬涂层材料参数,进而迭代求解硬涂层复合结构的动力学参数.最后以一个涂敷MgO+Al₂O₃硬涂层的悬臂梁为例进行了实例研究,在考虑MgO+Al₂O₃硬涂层材料应变依赖性的基础上,获得了不同激励幅度下悬臂梁的固有频率和振动响应,并与线性计算结果进行了比对.结果表明;该硬涂层复合结构悬臂梁具有软式非线性,同时,对应于不同的激励幅度,迭代计算获得的共振响应相对于线性计算值减少了29%~48%,说明硬涂层材料的应变依赖性会进一步增强硬涂层的减振效果.      

工业动态

<正>中国首款电动载人飞机获型号审定2月6日,我国首款拥有自主知识产权的电动载人飞机——RX1E锐翔双座电动轻型飞机获得中国民航总局的型号合格审定,将进入批量生产阶段。据介绍,这款轻型运动飞机采用全碳纤维复合材料结构机体,以锂电池为能源,每充电1.5小时可飞行45~60分钟,最大巡航时速可达150公里,最高升空距离3000米,最大起飞重量约500千克。中国首次向俄出口国产飞机近日,中国哈尔滨飞机公司与俄罗斯FLY航空公司签定了4架运-12系列飞机出口协议,这将是中国国产飞机首次进入俄罗斯航空市场。运-12是哈     

Z-pin增强树脂基复合材料单搭接连接性能

为提高复合材料单搭接头的连接性能,制备了不同参数的Z-pin增强单搭接头,通过拉伸试验,研究了Z-pin体积分数、直径以及植入角度对单搭接头连接性能的影响规律,分析了Z-pin对单搭接头性能的增强机理。结果表明Z-pin能明显提高复合材料单搭接头的连接性能：植入角度为90°、Z-pin直径为0.5 mm时,在0%~3.0%体积分数范围内,单搭接头强度随着Z-pin体积分数的增加呈线性增加,含3.0% Z-pin的接头剪切强度为16.76 MPa,比无Z-pin的接头强度提高了33.2%;Z-pin体积分数为1.5%、植入角度为90°时,Z-pin直径变化对单搭接头强度影响不大;含Z-pin体积分数为1.5%、直径为0.5 mm时,随着Z-pin植入角度（背离搭接末端）的增加,单搭接头强度先增加后下降,失效模式从Z-pin拔出失效转变为Z-pin剪断失效;在植入角度为40°时,剪切强度最大（21.04 MPa）,比无Z-pin的接头剪切强度提高了67.1%。Z-pin植入角度（倾向于搭接末端）对单搭接头强度无影响。     

镍基高温合金高效成型磨削的研究进展与展望

镍基高温合金因其优异的高温强度、热稳定性和抗疲劳特性,被广泛应用于航空发动机的核心部件,该材料机械加工性差,成型加工更加困难。本文阐述了镍基高温合金高效磨削工艺的研究现状,找出了成型磨削加工应用中存在的瓶颈,并对现有的解决方法加以剖析;提出以确保成型面具有相同单颗磨料切厚为目标优化成型砂轮磨粒排布,并与高效深切磨削工艺(HEDG)相结合的构想,以达到进一步挖掘高效成型磨削技术在航空难加工材料成型加工中潜力之目的。     

两种典型非结构网格变形方法特性对比研究

非定常流动仿真中常常遇到运动边界的情形,基于物理模型的线性弹簧法和基于数学方法的径向基函数(RBFs)插值法是实现计算网格随运动边界变化的两种主要的非结构网格变形方法。以NACA0012翼型的俯仰运动为例,对上述两种方法的变形特性进行较详细地定量分析研究,比较线性弹簧法和RBFs方法的CPU计算时间和最大变形能力,分析两种方法的网格质量随俯仰角度和运动步数的关系,并给出典型状态下网格单元质量云图和流场计算结果。结果表明:基于RBFs插值的网格变形方法计算效率较高,变形能力较强且能保持较高的网格质量,是一种高效的网格变形方法。     

某型涡扇发动机防钛火阻燃涂层技术研究

针对某型涡扇发动机高压压气机存在的钛火风险,研究了采用电弧喷涂技术对该型发动机高压压气机1~3级工作环与整流器内表面喷涂阻燃涂层的方法,以提高发动机的使用可靠性。     

复合材料超声检测复合缺陷多层成像实验分析

传统的超声B扫描和C扫描检测,并不能完全地展现复合材料复合缺陷的全貌,具有一定的局限性。本文通过实验的方法,对人工预制缺陷试样进行了水浸超声C扫描成像检测。在超声C扫描底波幅值成像原理的基础上,通过一次扫描,获取不同层深位置的超声反射信号进行切片C扫描成像,利用不同层深位置的切片C扫描图像观察材料内部的缺陷。实验结果表明,利用超声A、B、C扫描成像与切片C扫描成像相结合的方法对复合材料中的复合缺陷进行多角度成像,能够对复合材料内部的复合缺陷进行全方位的清晰显示。     

TBCC燃烧室/喷管一体化壁面温度计算

基于Navier Stokes(N-S)方程组对包括隔热屏、隔热屏内外流、大气外流在内的涡轮基组合动力(TBCC)发动机燃烧室/喷管进行了一体化的气/热耦合数值模拟,考虑了燃气组分输运、辐射换热等影响,研究了其在某典型飞行状态下TBCC冲压发动机燃烧室/喷管筒体及隔热屏内外壁壁面温度、辐射换热热流及对流换热热流分布.结果表明:燃烧室/喷管筒体与对称面上下交线的壁面温度在轴向距离为0.5~2.6m内变化较小,在轴向距离为2.6~3.1m内急剧增加,在轴向距离为3.1~3.5m内急剧下降.之后,上交线筒体壁面温度沿流向减小,下交线筒体壁面温度先升高后降低.筒体壁面温度最高点在喷管下调节板收缩段,为1577K.隔热屏内壁面辐射热流在370~500kW/m2变化,上下交线处的辐射热流较外壁面的辐射热流约高300kW/m2,辐射热流沿流向先减小后增加.隔热屏外壁面辐射热流在50~200kW/m2范围内分布.      

陶瓷基复合材料疲劳寿命预测方法

为了建立CMC疲劳寿命预测方法,推广CMC在航空发动机中的应用,根据BHE剪滞模型理论,分析了随着疲劳峰值应力的大小不同,CMC可能出现的4种疲劳迟滞行为,推导了每种迟滞行为下的循环应力-应变公式,模拟了给定应力条件下的疲劳迟滞回线,通过与试验数据对比,证明了迟滞回线模拟的准确性,进一步分析了界面剪应力随疲劳循环数的退化关系。结合界面剪应力退化模型与纤维强度退化模型,设计了纤维应力计算和疲劳寿命计算流程。针对2维编织CMC,根据单胞有限元计算结果提取了纤维束应力,并对CMC进行了疲劳寿命计算,推导了CMC疲劳寿命S-N曲线,其结果与试验数据基本吻合。针对2维编织CMC的疲劳寿命预测方法,可用于编织结构的CMC涡轮导叶疲劳寿命分析。