真空加压气淬工艺对W2Mo9Cr4VCo8(M42)钢组织和性能的影响

以W2Mo9Cr4VCo8(M42)钢为研究对象,研究不同真空气淬压强(1、5和9 bar)对W2Mo9Cr4VCo8(M42)试验件的心部组织、硬度及淬透效果的影响。研究表明,在不同气淬压强下试验件的淬透性不同,1 bar气淬条件下,可以淬透的尺寸为10 mm以下;5 bar气淬条件下,可以淬透的尺寸为30 mm以下;9 bar气淬条件下,可以淬透的尺寸为90 mm以下。淬火+三次回火后试验件的金相组织均为回火马氏体、碳化物及残留奥氏体。并对W2Mo9Cr4VCo8(M42)铣刀进行加压气淬试验,得到了满意的效果。

TB9钛合金弹簧制造工艺研究

采用φ2.2 mm直径的丝材制造TB9合金弹簧,以替代Ⅱ(70)、65Si2MnWA钢制弹簧零件,实现其耐蚀性,提高使用寿命。研究了TB9钛合金弹簧制造的工艺流程,进行550℃×8 h的时效处理试验。对荧光检测后的弹簧采用ASH280铸钢丸,喷丸强度为0.15~0.25 mm A,喷丸覆盖率为100%。设计了专用工装,解决了弯制耳钩和荧光检查时的技术难点。研究表明,工艺流程可以固化并应用于实际生产,时效处理制度可以满足力学性能要求;从金相组织来看,时效后在等轴β相中均匀弥散析出α相,未见α层等表面污染层,喷丸处理后弹簧使用寿命可以达到10×25000次,实现预期的效果。

基于30CrMnSiA钢高压真空气淬淬透性试验研究

针对不同尺寸30CrMnSiA钢在气淬压力下的淬透性,进行了棒料和薄板材料的高压真空气淬试验,同时与传统油淬试验件进行显微硬度对比、金相组织和透射电镜分析,判断气淬试验件是否达到与油淬相当的水平。最终得出的30CrMnSiA钢气淬时可淬透的尺寸,当最大有效厚度≤5mm、气淬压力≥9bar时,气淬硬度大于油淬硬度,金相组织均为马氏体+少量残留奥氏体,且与油淬组织一致,即可淬透。

控轧控冷获得低成本高性能铆螺钢的研究

通过控轧控冷可以获得低成本、高性能铆螺钢。对铆螺钢采用轧制后快速冷却,力学性能提高。水冷温度越低,铁素体晶粒越细,550℃水冷的铁素体晶粒获得了21nm的最低值。控制冷却形成伪共析组织。水冷温度越低,珠光体含量越多,珠光体层片间距也越小,550℃水冷达到了抗拉强度530MPa,伸长率28%,强塑积达14840MPa%的最高值。

基于飞机塔型弹簧端面自动磨削技术的研究

飞机上的弹簧特点是种类繁多、尺寸精度高和单机数量相差大。压缩螺旋弹簧绕制后,端面磨削通常采用传统手工磨削,对于个别需求量较大的弹簧,存在问题是生产效率低,劳动强度大及产品端面磨削质量不稳定。以一需求量较大的典型塔型弹簧为试验件,采用双端面磨簧机开展端面自动磨削试验,并对自动磨削后弹簧的对称性、垂直度、平行度和表面质量与手工磨削进行对比的分析;同时,对不同磨削速度对塔型弹簧端面表面质量的影响进行分析。总结出压缩螺旋弹簧,特别是塔型弹簧的自动磨削方法和试验弹簧的磨削参数。

淬火冷却介质在航空工业的应用

介绍了航空工业常用淬火冷却介质的种类,机械油和自来水正逐渐被专业淬火冷却介质所替代。同时对航空工业使用的淬火冷却介质相关标准进行解读和分析。

真空热处理对BCu35NiMnCoSi铜基钎料组织和硬度的影响

对BCu35NiMnCoSi铜基钎料进行不同工艺的真空热处理,并通过与传统空气炉热处理工艺对比,研究了真空热处理对其组织性能的影响。结果表明,BCu35NiMnCoSi钎料经真空热处理后的显微组织、硬度与传统空气炉处理基本一致。真空热处理工艺对BCu35NiMnCoSi钎料化学成分无影响,部分元素表面贫化是由于原材料贫化造成的。随加热温度升高、保温时间延长,钎料显微硬度降低。BCu35NiMnCoSi钎料优化的真空热处理工艺参数范围为870~880℃、15~25 min和890℃、15~20 min,在此参数下真空热处理BCu35NiMnCoSi钎料条,钎焊不锈钢导管焊缝无钎料瘤、气孔、烧穿及基体熔蚀等缺陷,导管气密性良好,满足使用要求。

激光冲击强化对7050-T7451铝合金残余应力和力学性能的影响

对7050-T7451铝合金试样进行激光冲击强化,研究不同激光功率密度和冲击次数对铝合金残余应力和性能的影响。试验结果表明:激光冲击强化可以有效提高试样表面显微硬度,且硬度随着冲击次数的增加而增大,最高达172 HV0.05,较未强化试样提高了17%,硬度影响层深度可达750μm。当激光功率密度为7.28 GW/cm^(2)时,激光冲击1次后试样表面粗糙度为0.279μm,比原始磨削表面的粗糙度下降了22.5%,随着冲击次数的增加,表面粗糙度逐渐增大,但均小于原始表面粗糙度。激光冲击强化可以大幅提高试样表面残余压应力,当激光功率密度为7.28 GW/cm^(2)、冲击3次时残余压应力最大,可达-227.0 MPa。当激光功率密度为4.37 GW/cm^(2)、冲击3次时,激光冲击强化可以有效提高试样的疲劳寿命(大于10^(6)次),相比未强化试样提高2.3倍。激光冲击强化后表面残余压应力和显微硬度大幅提升可以有效抑制疲劳裂纹的萌生和扩展,从而提升7050-T7451铝合金的抗疲劳性能。

TA15钛合金薄壁焊接件热处理校形研究

针对飞机关键薄壁件焊接过程中产生的"簸箕"变形问题,采用有限元结合实验验证的方法进行了焊接变形及焊后热处理校形的研究.通过实验获得了材料的基础物性及高温蠕变行为,验证了焊接及焊后热处理有限元模型.利用可靠的热处理有限元模型进行了热处理工艺优化.结果表明,筋条焊后开槽导致沿筋条方向的应力释放及筋条-长衍焊点是导致"簸箕"变形的主要原因;升高温度、增加载荷及延长保温时间能够改善热处理校形的效果,并据此制定了面向工程应用的TA15钛合金薄壁构件的热处理工艺图.

振动时效对TA15钛合金厚板残余应力及力学性能的影响

采用频谱谐波振动时效设备,研究了振动时效对TA15钛合金厚板残余应力及力学性能的影响。结果表明:振动时效后TA15钛合金厚板表面残余应力减小近60%,且趋于均匀化,但拉伸、冲击、断裂韧性及疲劳性能基本没有变化。

TC18钛合金SHCCT曲线的测定

采用金相法测量了TC18钛合金相变温度,利用L78 RITA型快速加热热膨胀仪,测定了不同焊接冷却速率下TC18钛合金的膨胀量曲线,结合金相分析和硬度测试,得到了不同冷却速率下试样的显微组织和硬度,测绘了TC18钛合金的焊接条件下的CCT曲线。结果表明:TC18钛合金的相变温度为(855±5)℃;随着冷却速率增加,析出α相的数量逐渐减少,且由片层状向团簇状结构转变。当冷却速率低于0.8℃/s时,α相以片层状形貌析出,当冷却速率高于0.8℃/s时,α相以团簇状析出,且析出的片层或团簇状颗粒均随冷却速率的增加而细化;当冷却速率超过10.0℃/s后,亚稳β相的转变受到抑制,基本上被完全保留下来。

TC4钛合金框退火过程畸变与控制模拟仿真

针对某TC4钛合金框退火畸变问题,采用模拟仿真方法研究了其在有、无外加约束两种状态下的退火过程。结果表明,无外加约束时零件端部将产生最大达1.5 mm的翘曲畸变,无法满足设计要求;而在其翘曲端施加约束后,可将翘曲畸变控制在0.15 mm以内,满足设计要求。因此,施加适当的外加约束是控制钛合金退火过程畸变的有效手段。

激光冲击强化对7050铝合金小孔结构残余应力和疲劳性能的影响

研究了激光冲击强化对7050 T7451铝合金小孔结构显微硬度、残余应力和疲劳性能的影响。结果表明:当激光能量为30 J、光斑直径Ф4 mm,冲击2次时,7050 T7451铝合金显微硬度显著提高,表层硬度相对于母材提高约12%且硬化层深度可达1 mm;残余压应力幅值超过300 MPa,影响深度可达约1 mm,明显大于喷丸强化残余应力影响层深度。激光冲击诱导的残余压应力可提高疲劳裂纹的萌生抗力,其较深的残余压应力层则有利于延长裂纹的扩展寿命。激光冲击强化后小孔结构疲劳寿命相对于母材提高了4.7~17.6倍,且其疲劳寿命增益及稳定性明显优于喷丸强化。

金属增材制造技术在航空领域的应用现状及前景展望

增材制造技术与传统铸造、锻造等方式相比,具有成形时间短、成形精度高、设计更自由等优势,是材料加工领域中最具有应用前景的技术之一,金属增材制造技术已在航空领域中得到广泛研究和应用。本文从技术原理、研究现状、航空应用等方面介绍了5种主要的金属增材制造技术,对比分析了国内外金属增材制造技术在航空领域中的研究和应用现状,阐述了增材制造技术对航空领域发展的重要性,并对金属增材制造的发展前景做出展望。

TC4-DT钛合金SH-CCT曲线的测定

通过金相法进行了TC4-DT钛合金相变点温度Tβ测定,并利用热膨胀法进行了验证。对不同冷却速度下TC4-DT钛合金的热膨胀量曲线进行测绘,结合显微组织分析和硬度测试,绘制了TC4-DT钛合金的SH-CCT曲线。结果表明,TC4-DT钛合金的相变温度为(945±5)℃。当冷速小于10℃/s时,由β相转变的α相呈不同取向的集束状,同时,晶内出现网篮状α相;当冷速大于10℃/s后,组织为马氏体α’相+块状αm相;当冷速超过100℃/s后,组织为马氏体α’相。TC4-DT钛合金发生马氏体转变的开始温度为836℃,终了温度为760℃。