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81.
82.
TC6钛合金棒材热处理工艺研究 总被引:2,自引:1,他引:2
对TC6钛合金φ20mm~φ120mm不同规格棒材进行了普通退火、双重退火、等温退火、固溶时效等热处理方法和热处理制度研究,并对比分析了热处理制度和组织、性能之间的影响关系,结果表明,TC6钛合金的组织和性能对热处理工艺敏感,应根据半成品规格、类型、截面形状、使用温度、受力情况以及设备条件等诸多因素选择合适的热处理方法和制度,才能达到强度、塑性和韧性的最佳匹配。研究结果证实普通退火是一种简单易行的退火制度,适用于飞机结构用中等规格棒材等半成品的退火,进一步提出了TC6钛合金棒材的热处理工艺选择原则。 相似文献
83.
钛合金焊接件疲劳寿命估算 总被引:1,自引:0,他引:1
基于有限单元法理论,采用ANSYS有限元分析软件,对航空发动机中常用钛合金焊接试件进行应力应变分析,得到了焊接接头的等效应力场和应变场,并确定出试件等效应力集中系数Kf,运用局部应力-应变法对光滑焊接试件估算疲劳寿命,并采用成组试验法对计算结果进行验证和分析。 相似文献
85.
为了寻求Nb合金的强度和塑性的平衡,设计了以Nb基固溶体Nbss为主导相的Nb-xSi-6Hf-4Zr-2B-yTi(x=4,8;y=10,30;原子分数)合金,研究了Si和Ti对合金组织和室温力学性能的影响。结果表明,合金由Nbss、Nb3Si和Nb5Si3等3相组成。4Si-(10,30)Ti合金铸态组织是Nb枝晶和分布在枝晶间的硅化物(Nb3Si和Nb5Si3),8Si-(10,30)Ti合金Nb枝晶间分布的是Nb/硅化物(Nb5Si3)的共晶和Nb3Si,随着Si和Ti含量的增加,硅化物体积分数增加。1 600 ℃退火50 h可使部分Nb3Si共析分解,改变合金的组织形貌和各相的体积分数。随着Si和Ti含量的增加,合金的硬度和强度增加,但塑性和韧性降低。Nb枝晶的失效方式为解理断裂,而硅化物为脆性断裂。 相似文献
86.
研究了TC17钛合金惯性摩擦焊焊接接头的疲劳裂纹扩展规律,并利用光学显微镜、扫描电镜对材料的显微组织和断口形貌进行分析。结果表明:TC17钛合金母材为α+β网篮状组织,晶粒较大;焊缝区和热影响区内可以看到明显的原β相晶界,焊缝区的原β晶粒较细小,热影响区的原β晶粒较粗大,晶粒内部存在细小的α相。在室温下,当ΔK≤15 MPa.m1/2时,焊缝区疲劳裂纹扩展速率较小,而当ΔK≥15 MPa.m1/2时,焊缝区的扩展速率最大,其次是热影响区,母材的裂纹扩展速率最小;在高温下,焊接接头各部位的裂纹扩展速率相差不大,均小于室温。 相似文献
87.
针对TC11钛合金材料进行了自动钨极氩孤焊接工艺试验,获得了成形良好的焊缝,焊接质量符合航空Ⅰ级焊缝标准.采用金相试验方法和力学性能试验对不同焊接填充材料下的显微组织和性能进行对比.结果表明,采用TC11同质焊丝可获得与母材抗拉强度相当的焊接接头,略高于采用TA2纯钛焊丝的接头,但采用TA2焊丝时的集中塑性接近母材. 相似文献
88.
89.
采用热等静压技术及旋转电极粉,采用预合金粉粉末冶金工艺开展了粉末耐热钛合金TC11(Ti-6.5AJ-3.5Mo-1.5Zr-0.3Si)制备技术研究,研制出了全致密粉末TC11合金,通过热处理工艺研究优化粉末TC11材料的组织和性能.利用光学显微镜,对其组织进行了分析,用SEM观察了旋转电极粉末形貌,对室温及高温(550℃)拉伸性能及弹性模量等进行了测试分析.粉末TC11合金的组织和性能与同批次TC11锻棒材料进行了对比研究.利用特殊模具成形,开展了粉末TC11构件近净成形技术的研究,实现了整体大尺寸、带网格加强筋的薄壁粉末TC11合金航天飞行器舱体件近净成形,且未检测出内部缺陷.研究结果表明,粉末TC11合金具有与锻造材料相当的拉伸性能,而弹性模量更优,其金相组织均匀细致,形成了网篮组织,并有围绕其分布的等轴α.粉末TC11合金及合适的近净成形技术可在高性价比、高可靠性的轻质耐热航天飞行器构件制备中得到应用. 相似文献
90.