航空发动机钛火防护技术及试验验证方法

钛合金在航空发动机上应用广泛,特别是对于追求高推重比的军用发动机更是如此。但采用钛合金存在钛火风险,且钛火故障危害大、发生频率高。分析了钛火故障产生的原因,描述了故障导致的后果,并结合发动机上典型钛火故障,总结了4种较为有效的钛火防护设计技术。阐述了钛火防护技术的试验验证方法和目的,指出只有通过试验验证,才能确认钛火防护技术的安全有效。     

新型Co基合金Co-9Al-(9-x) W-xMo-2Ta-0.02B的显微组织与高低温力学性能

以新型Co基合金Co-9Al-9W-2Ta-0.02B成分为基础,分别添加了原子分数为2％、4％、6％、9％的Mo元素替代W（分别称2Mo、4Mo、6Mo、9Mo合金,W+Mo的原子分数为9％,无Mo添加的称为0Mo合金）,研究了Mo元素对合金相组成、显微组织形貌、维氏硬度和高低温压缩强度的影响.结果表明铸态合金由Co...     

TC2钛合金异型件热成形工艺研究

针对TC2钛合金异型零件的成形难题,设计了沿型面压边结构和中心顶出结构的2种成形工装,采用在不同温度下热成形的工艺方法.最后得出此种异型零件的适宜成形温度及成形工装结构.     

Phase Transformation and Microstructure of Ti50Ni48-xFe2Ndx Shape Memory Alloys

The influences of rare earth element Nd on the phase transformation and the microstructure of Ti₅₀Ni_48−xFe₂Nd_x shape memory alloys are investigated by means of electrical resistivity, optical microscopy, electron probe microanalyzer, and X-ray diffraction. The results show that TiNiFe alloys with different Nd contents exhibit two-step martensitic transformation. The start temperature of martensitic transformation increases sharply from 212 K to 267 K when 0.1 at.% Nd is added in, and then decreases gradually if Nd content further increases. The microstructure of TiNiFeNd quaternary alloys consists of TiNi matrix, Ti₂Ni second phase, and Nd₃Ni intermetallic compound. The spherical Nd₃Ni precipitate-particles evenly disperse in the matrix.     

TC4合金叶片热模锻过程的数值模拟

文摘为了生产出质量合格的叶片,针对TC4合金叶片的成形特点,为其制订了相应的热模锻成形工艺。同时采用基于有限体积的材料成形模拟技术,对TC4合金叶片热模锻过程进行了模拟,分析了坯料成形过程中的充填情况、应变场、应力场及终锻温度场的分布规律。模拟结果表明:锻件轮廓清晰,模具型腔充填完整,未出现充不满或折叠等锻造缺陷。实际生产出来的叶片经理化检测和外观检查,质量符合要求,制定的工艺方案合理,可以满足TC4合金航空风扇转子叶片的成形质量要求。     

SmCox-0.4Ti0.4合金薄带的相结构和磁性能

SmCo_x-0.4Ti_0.4(x=5.0, 5.5, 6.5, 7.0)合金经42m/s速度甩带快速凝固制成薄带,在真空热处理炉中,进行750℃两小时热处理.对制得的甩带状态和热处理状态合金薄带分别测试其相结构和磁性能.结果表明:SmCo_x-0.4Ti_0.4合金甩带状态样品相结构随Co含量的不同而变化,其中x=5.0,5.5和6.5的合金样品由2∶ 17和1∶ 5两相结构组成;x=7.0成分样品由1∶ 7单相结构组成.甩带状态样品的比饱和磁化强度和比剩余磁化强度基本上线性增加,内禀矫顽力在合金成分为x=5.0时出现最大值,为1.01T.薄带样品热处理前后均具有纳米晶结构,表现出剩磁增强效应.样品矫顽力机制主要为形核型,反磁化形核场主要来源于SmCo硬磁相大的磁晶各向异性及其纳米晶结构.热处理后,除x=7.0样品外,其余样品矫顽力均有所下降.     

钛合金锻造模拟成形技术发展现状

高温变形过程导致金属微观组织发生一系列演变,并决定了产品的力学性能。根据预定的工艺参数,模拟产品的热成形过程并预报其微观组织和力学性能,是钛合金锻造技术的未来发展趋势。     

模拟打伤/抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响

研究了无缺口、打伤缺口和3种抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响.结果表明,无缺口模拟叶片的疲劳寿命最长且寿命分散性最小,打伤缺口模拟叶片的疲劳寿命最短且寿命分散性最大,3种抛修缺口模拟叶片的疲劳寿命介于前两者之间,其中抛修缺口Ⅰ模拟叶片的疲劳寿命最长.无缺口和抛修缺口模拟叶片的疲劳裂纹均起源于叶片根部,打伤...     

浮空器管材结构连接方式比较及拉伸强度分析

浮空器结构件如吊舱、过渡架及推进支架等多采用金属管材连接。目前,浮空器管材结构连接缺乏使用工况下极限值实测数据,材料及连接方式选择的理论支撑尚有不足。据此,对常用管材的不同连接方式进行比较及断裂分析。研究中铝合金和钛合金管材分别采用螺接及焊接的方式进行连接,测试样品的力学性能并结合仿真分析验证其断裂原因。结果表明:TA1钛合金管材采用焊接连接方式,相对螺接方式连接强度提高 87.9%;6061铝合金管材采用螺接连接方式,相对焊接方式连接强度提高 39.3%。2A12铝合金管材焊接连接强度优于螺接连接强度。同时,分析断裂原因发现,管材形变是影响焊缝连接强度的重要因素;应力集中易发生在管材端部连接处,导致端部焊缝发生断裂;管材形变会使母材断裂时伴有撕裂现象,进一步降低管材的最大连接强度。     

振动辅助钻削对CFRP/钛合金叠层结构孔径阶差影响规律实验研究

在飞机部件装配过程中,CFRP/钛合金叠层结构的连接十分常见,而由于两种材料迥然不同的材料性能,导致制孔后存在孔径阶差,严重影响了CFRP/钛合金结构的疲劳强度。本文开展了低频轴向振动辅助钻削的正交实验,分析了低频振动辅助钻削工艺参数与切削力和切屑形态的关系以及工艺参数对CFRP/钛合金孔径阶差的影响。结果表明,由于低频振动辅助钻削刀具的周期性进给,钛合金切屑由连续长切屑变为扇形短屑,减少了对CFRP的扩孔效应,钻削区域切削热降低,平均轴向力降低;另外,振幅和进给量对孔径阶差的影响较为显著,而主轴转速的影响较小,且孔径阶差随着振幅的增大先减小后增大,随着进给量的增大而增大。通过试验验证和分析,确定面向孔径控制的最优工艺参数组合方案：主轴转速为600 r/min、进给量为0.02 mm/r、振幅为150μm。