航空航天用铝锂合金近况

铝锂合金具有质轻，高强，耐疲劳和优良的低温韧性。其应用范围已从航空领域逐渐扩大到航天领域，文中简要介绍这种合金在航空航天领域应用的最新动向。     

碳纤维环氧压力容器封头加强研究

本文提出用环向缠绕的复合材料垫片对封头进行局部加强,使发动机在圆筒段的螺旋/环向设计应力比提高,最大限度地降低螺旋层材料重量,使压力容器的PV/W值达到最大。本文对最佳封头垫片的加强技术进行了研究和验证。利用试验容器和有限元模型,比较了封头加强的许多方法,得到了最能提高封头强度的加强形式。试验表明,采用这些加强方法封头强度可比未加强的提高17％,而重量增加极小。     

激波对非晶态合金Fe_（78）B_（13）Si_9的作用

采用ＸＲＤ初步研究了经激波作用的非晶态合金Ｆｅ（７８）Ｂ（１３）Ｓｉ９的晶化，结果表明，激波对非晶态合金Ｆｅ（７８）Ｂ（１３）Ｓｉ９具有强烈影响。激波可以使非晶态合金Ｆｅ（７８）Ｂ（１３）Ｓｉ９转变为多品材料，结晶出新的晶化相。这些晶化相的ｘ－射线衍射峰不同于用传统退火工艺得到的晶化峰，且各自彼此也不同。激波可能是一种很好的研究非晶晶化的新技术。     

Al—Li—Cu—Mg—Zr合金的断裂形态和断裂韧性

采用单边缺口三点弯曲试样测定了Al-Li-Cu-Mg-Zr合金的断裂韧性。还测量了拉伸性能和硬度。着重分析了裂纹形态和断口形貌。讨论了裂纹偏斜和分叉对裂纹尖端的屏蔽作用,分别计算了本征的和非本征的断裂韧性值。     

变幅载荷对高温合金裂纹萌生及扩展寿命的影响

为了更好地分析航空发动机用高温合金裂纹萌生阶段的变幅载荷对高温材料的低周疲劳裂纹萌生及扩展寿命的影响,将低周疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了低周疲劳损伤累积模型.结合室温下GQGH4169合金的裂纹扩展试验数据,通过有限元建模计算和数值分析方法确定了模型中具体的损伤参数数值,并对裂纹萌生寿命进行了预测.结果表明:该方法不但能准确地预测变幅加载下CT试样的裂纹萌生寿命,而且能很好地反映萌生阶段变幅载荷对裂纹扩展寿命的影响,而且降低了试验成本.     

镀金柯伐合金应力腐蚀断裂的机理、特点和预防措施

分析宇航产品中使用的元器件镀金柯伐合金外引线应力腐蚀脆性断裂的机理和特点,指出电子元器件外引线在设计、工艺、使用中存在的不足和缺陷,从加工和贮存方面提出防止发生应力腐蚀脆性断裂失效的具体措施,供设计和使用人员参考。     

储氢合金燃烧剂基本性能研究

用X射线衍射(XRD)、热重(TG)分析、差示扫描量热法(DSC)、氧弹量热分析等方法对储氢合金的相结构、热性能和其他基本性能进行了测定,并对不同温度下储氢合金在干燥空气中的储存稳定性进行了表征.结果表明,Al的含量不改变储氢合金中H的储存形式；储氢合金在干燥空气中有良好的储存稳定性；储氢合金A20、A30的放氢温度分...     

铁碳合金相图浅析

铁碳合金相图是研究钢和铸铁的重要理论基础,掌握在平衡状态下铁碳合金成分———组织———性能之间的关系及变化规律,对于钢铁材料的应用及热加工工艺的制定具有指导意义。     

熔体混合法制备Al-22%Si合金的组织和性能研究

本研究采用熔体混合法制备了Al-22wt.%Si合金,通过正交设计实验方法,研究了高温熔体过热温度、低温熔体过热温度及混合保温时间对合金显微组织和性能的影响。研究结果表明,高温熔体过热温度对初生硅相的平均直径影响最大,其次为混合保温时间,而低温熔体过热温度的影响最小。正交实验获得最佳制备工艺参数为:高温过热温度1000℃,低温过热温度850℃,混合保温时间30min,此时初生硅平均直径最小,为24.96μm,分布均匀,形态规整,合金布氏硬度最大为116.3HB,相对耐磨性提高近40%。