FGH96合金疲劳裂纹扩展过载迟滞行为研究

针对FGH96粉末高温合金,开展了500℃和700℃不同过载比下的疲劳裂纹扩展过载迟滞行为试验,分析了试验温度、过载比等对FGH96合金裂纹扩展过载迟滞行为的影响,对其疲劳裂纹扩展过载迟滞行为进行了预测分析。结果表明：对于FGH96合金,过载比越大,过载迟滞效应越明显,相同过载比时700℃下的过载迟滞效应比500℃更为明显。过载比分别为1.2和1.4时,过载迟滞效应不明显,广义Willenborg模型、改进的广义Willenborg模型以及修正Willenborg模型的预测结果差别不大,与试验结果差别也不大。过载比为1.6时,过载迟滞效应明显,修正Willenborg模型对裂纹扩展曲线的预测结果与试验结果较为吻合,裂纹扩展寿命预测误差小于10%,广义Willenborg模型和改进的广义Willenborg模型对裂纹扩展曲线的预测结果接近,与试验结果差别较大,裂纹扩展寿命预测结果与试验结果差别也较大。     

航空发动机制造技术的进步

在过去40年,航空制造技术的进步,使发动机的效率提高了约70%.而来自于经济和环保方面的压力,使航空发动机的设计和制造技术有待进一步提高. 来自商业和经济效益方面的驱动因素包括:强化产品投资组合,促进产品多样化;降低产品全寿命成本;提高产品质量;缩短研发周期,加速投放市场.     

DD100镍基单晶合金的高温断裂分析

通过对DD100单晶合金组织、断裂等方面的研究，探讨了影响单晶的断裂延性的因素。当DD100单晶合金中加入适量Hf元素后，单晶合金中无明显的疏松孔洞，γ／γ'共晶数量增加。发生瞬间断裂的不含Hf元素的试样中存在亚晶界、疏松孔洞以及γ／γ'共晶，但亚晶界的危害超过后两者。     

影响碳化硅基复合材料机械性能的工艺因素

介绍了纤维及预制体成型、高温处理、界面技术、基体致密化及后处理等工艺因素对碳化硅基复合材料机械性能的影响。基体密化工艺是影响复膈材料性能最为主要的因素,化学气相渗透工艺制备的碳化硅基复合材料的强度和韧性明显高于其它工艺制备的复合材料,预制体高温处理可提高纤维在基体复合材料及使用过程中的高温稳定性,减少纤维／基体界面的热应力,但高温处理会引起纤维强度大幅度下降,在高温处理前先进行中间相涂层处理,不仅     

双酚A型氰酸酯/端羧基丁腈橡胶共混物的制备工艺和性能

采用液体端羧基丁腈橡胶(CTBN)与氰酸酯树脂(BCE)共混以改善氰酸酯树脂的韧性,利用凝胶时间法、示差扫描量热法(DSC)和傅立叶红外光谱法(FTIR)确定BCE/CTBN的固化工艺,通过透射电子显微镜对微相结构进行了分析,研究了不同制备工艺对改性后树脂体系微相结构和力学性能的影响规律。结果表明,分别采用固化前对BEC/CTBN施加高速剪切力和预聚氰酸酯的方法可有效解决CTBN增韧BCE树脂中存在的宏观相分离问题;施加高速剪切力后,体系(每100份BCE中含10份CTBN)冲击韧性可达到14.4kJ·m^-2,比改性前(冲击韧性为6.0kJ·m^-2)提高了140%;预聚氰酸酯后,体系冲击韧性可达到12.1kJ·m^-2,比改性前提高了102%。研究还发现,工艺改进后,共混体系中以分散相存在的CTBN粒子形成胞状结构,这些含有包埋物的胞状CTBN颗粒有利于提高BCE树脂基体的韧性和强度。     

BDSBAS完好性保护级分析与研究

选取中国地壳观测网(CMONOC)的参考站中的25个站点,作为基于北斗系统的星基增强系统(BDSBAS)地面参考站;对用户差分距离误差(UDRE)和格网点电离层垂直延迟改正数误差(GIVE)的算法进行研究;利用接收机接收的北斗数据,分析与研究了中国及邻近区域的完好性保护级及完好性可用性覆盖范围。结果表明:利用所提出的方法,至少95%时间可用时,整个中国区域100%满足LPV进近对完好性保护级的要求,部分区域满足LPV-200进近对完好性保护级的要求。由此验证BDSBAS在中国建设的可行性,对在民航中的应用提供了参考。