淬火温度对25Cr3MoA钢脉冲渗氮组织和性能的影响

采用不同温度淬火+600℃回火对25Cr3MoA钢进行渗氮前处理,对不同调质处理后的25Cr3MoA钢进行真空脉冲气体渗氮试验,并研究其组织、表面硬度、渗氮层硬度梯度和脆性等。结果表明:25Cr3MoA钢经不同温度淬火后,其板条状马氏体和残留奥氏体组织随淬火温度的升高逐渐变粗大,粗化温度为950℃;随着淬火温度升高,25Cr3MoA钢渗氮后白亮层厚度增加,渗氮层组织变粗大;淬火温度为900℃时,白亮层厚度为10~15μm,渗氮层晶粒尺寸较小,渗层组织较均匀;25Cr3MoA钢渗氮层深度随着淬火温度的升高而增加,渗氮层组织明显变粗大。综合分析不同温度淬火后的材料渗氮层组织、结构和性能,25Cr3MoA钢渗氮前的淬火温度建议为900℃。

无保护层激光冲击对GH3044涡轮机匣围观组织和性能的影响

针对激光冲击强化涡轮机匣部件难以贴覆吸收保护涂层的问题,提出无保护层激光冲击(LSPwC)+水砂纸磨除烧蚀层的复合工艺,研究LSPwC对GH3044合金微观组织和力学性能的影响,验证复合工艺的可行性。采用能谱仪(EDS)、扫描电子显微镜(SEM)和金相显微镜分析试样表层元素组成和微观组织,通过测试残余应力和高周疲劳寿命表征其力学性能。结果表明,LSPwC在试样表层产生约10~15μm的烧蚀层,烧蚀层内碳、氧元素富集且残余拉、压应力交替存在,烧蚀层以下晶粒和碳化物不同程度地均匀细化;相比原始试样,LSPwC对GH3044合金疲劳寿命提升不明显;水砂纸磨除烧蚀层后,试样表面残余压应力约510 MPa,影响深度层达1 mm,疲劳寿命提高到原始试样的3倍。

航空发动机用钛合金燃烧机理及解决措施

本文阐述了钛合金燃烧在发动机上的典型事故,分析钛合金燃烧的机理;分析了航空发动机压气机机匣更换合金钢材料设计,在钛合金零件表面喷涂阻燃涂层等钛火防护技术存在的不足;介绍了阻燃钛合金材料设计原理,并对阻燃钛合金的发展前景进行了展望。

Cr_(2)C_(3)/NiCr涂层代替镀硬铬在航空发动机修理中的应用

Cr_(2)C_(3)/Ni Cr涂层是一种优异的高温耐磨涂层,能够代替电镀硬铬层应用于航空发动机部件的磨损修复。本文采用爆炸喷涂方法在不锈钢基体上制备了Cr_(2)C_(3)/Ni Cr涂层,并采用金相显微镜、扫描电镜、拉伸法、摩擦磨损试验等方法对涂层的微观结构、孔隙率、结合强度、硬度、摩擦因数等进行了研究。研究表明,爆炸喷涂Cr_(2)C_(3)/Ni Cr涂层的孔隙率低至1%,显微硬度高达HV1161,结合强度在63MPa以上,且在可修复厚度和抗磨损性能上均优于电镀硬铬层。

某型涡扇发动机防钛火阻燃涂层技术研究

针对某型涡扇发动机高压压气机存在的钛火风险,研究了采用电弧喷涂技术对该型发动机高压压气机1~3级工作环与整流器内表面喷涂阻燃涂层的方法,以提高发动机的使用可靠性。

新型铝包镍涂层在航空维修上的应用研究

针对航空维修中零件磨损、腐蚀等故障,采用超细铝粉包覆镍芯核制备铝包镍复合粉末,利用等离子喷涂工艺在不锈钢基体上制备涂层,通过扫描电子显微镜和能谱仪等方法分析、观察涂层的组织及结构,测试涂层的结合强度和显微硬度。结果表明涂层可应用于零件尺寸修复。