IC6合金动态拉伸过程原位观测

为了研究IC6合金的断裂机制,用背散射电子图像原位观察该合金的动态拉伸过程.结果表明IC6合金中的M6C碳化物是脆性相,在受力时容易开裂.在裂纹已经产生的情况下,大量M6C碳化物会加速裂纹的扩展.     

先进航空发动机涡轮盘合金及涡轮盘制造

涡轮盘是航空发动机的心脏.涡轮盘的可靠性主要取决于其坯件的冶金质量,涡轮盘的完整性、均匀性和性能水平,还取决于所用合金及其坯件的热加工和热处理工艺的优化.本文对先进涡轮盘坯件,即纯洁、均匀、细晶组织的高温合金坯件制备三种工艺,以及涡轮盘零件锻压成形技术进行综合评述.     

单晶涡轮叶片材料本构模型及应用研究

综述了各向异性单晶叶片强度分析和寿命预测方面的一些研究工作。这些工作包括:建立并验证了弹塑性、蠕变滑移本构模型及蠕变持久寿命预测方法;进行了不同晶体取向DD3单晶在不同温度、不同速率或不同温度、不同应力水平下的拉伸试验、蠕变、疲劳及热疲劳试验;开发了大型单晶结构有限元分析软件SLAPSC和ABAQUS的umat;用双剪切试样和模拟叶片等系列试验对模型和有限元进行考核。作为应用研究,对某发动机单晶涡轮叶片进行了强度分析和寿命预测。      

铝锂合金板材冲压成形极限研究

通过对 2 0 90 ,2 0 91和 80 90铝锂合金板材的冲压成形性能试验和杯突试验 ,获得了铝锂合金板材冲压成形极限图 ,提供了工艺参数数据     

熔体混合对Al-5％Fe合金组织的影响

为细化Al-5%Fe合金中的初生Al3Fe相,研究了高、低温熔体混合工艺对合金组织的影响。实验结果表明,高低温熔体混合处理工艺能在较大程度上改善Al3Fe相的形貌和尺寸:未经熔体混合工艺处理的合金组织主要为粗大的长针状Al3Fe相,组织分布稀疏且不均,熔体混合处理后,粗大的针状相转变为小针状和颗粒状,组织分布的均匀性和致密性大大提高。研究结果还发现,熔体混合工艺存在一个最佳的高温熔体温度,过高的高温熔体温度反而导致组织粗大。经X衍射物相分析发现,熔体处理前后的物相并没有发生变化,仍为-αAl和Al3Fe相。研究认为,熔体混合细化组织的主要原因一是提高了形核率,二是抑制了Al3Fe相沿择优取向的生长。     

热处理对二次锻造高Nb-TiAl基合金组织的影响

研究了热处理对二次锻造高Nb-TiAl基合金组织的影响。通过对Ti-45Al-9(Nb,W,B,Y)金属间化合物进行不同的热处理,得到不同的显微组织。结果表明,经1310℃/20min+1250℃/2h/AC热处理后,β相被有效地消除,得到细小均匀的双态组织。此后直接加热到α单相区,得到条带状的全片层组织。增加在两相区的停留,得到相对比较均匀细小的全片层组织。将锻造组织先转变为近γ组织再进行全片层组织处理,得到最均匀细小的全片层组织。     

夹杂对粉末高温合金裂纹扩展寿命的影响

采用有限元方法中的奇异单元,研究了当粉末高温合金FGH 95中存在由夹杂引起的裂纹时,夹杂对裂纹应力强度因子的影响;并在此基础上,利用Paris公式,计算了夹杂对裂纹扩展寿命的影响。研究结果表明:当夹杂处于裂纹的不同位置时,对应力强度因子的影响趋势也不同,且硬夹杂的影响趋势与软夹杂相反;存在软夹杂时,将夹杂当作初始裂纹,不考虑夹杂的影响得出的裂纹扩展寿命结果是安全的,而对于硬夹杂得出的结果偏于危险,对于FGH 95粉末高温合金,夹杂相对于基体材料其弹性模量偏小,为软夹杂,因此将夹杂当作初始裂纹计算裂纹扩展寿命时不考虑夹杂的影响,将得到偏于安全的裂纹扩展寿命计算结果。这一结论为简化粉末冶金涡轮盘的寿命分析提供了依据。      

中国航空发动机涡轮叶片用材料力学性能状况分析

简述了国内外航空发动机涡轮叶片用材料的发展,对中国航空发动机涡轮叶片用材料中的变形高温合金和铸造高温合金的拉伸、持久、疲劳性能进行了比较,分析了目前中国航空发动机涡轮叶片用材料性能数据十分缺乏的现状。     

镍基单晶高温合金的发展

概述了镍基单晶高温合金的发展历程,分析了其成分、相组成、热处理的特征和持久变形及强化机制,给出了其持久性能数据,并指出了发展趋势。     

热变形对高铌TiAl合金微观组织的影响

通过对Ti-45Al-8.0Nb-0.2W-0.2B-0.1Y(原子百分数)合金的热压缩分析发现,其变形温度和变形速率对合金的真实应力-应变曲线以及变形后的组织有显著的影响。在低的变形温度和高的变形速率下,随应变量的增加合金呈现明显的软化现象,变形后存在大量的流线型组织,当变形温度达到1250℃、变形速率降到1×10^-3s^-1时,合金变形后的组织逐渐得到充分的再结晶,铸态组织得到明显的细化。