激光熔覆在民用航空维修领域的应用

民用航空器的维修质量直接影响飞行安全,选取合适的维修方法尤为重要。文章研究了目前国内增材制造技术对民用航空维修领域的影响,并着重研究激光熔覆技术的应用。该技术通过将金属材料粉末熔化并迅速凝固,可以修复损伤、故障的航空器零部件,从而提高航空器的可靠性和性能。尤其对于钛合金等材料,激光熔覆技术具有很高的适应性和优势。

多孔镍-石墨热喷涂涂层的金相制备技术

由于镍-石墨热喷涂涂层中金属骨架、润滑相及孔隙各相的硬度和韧性差异较大,使得金相试样表面容易出现孔隙扩大、拔出、划痕、水污等制样缺陷,导致无法反映涂层的真实微观形貌。通过改进和优化切割取样、镶嵌、试样磨抛等金相制备参数,制备了镍-石墨热喷涂涂层金相试样。结果表明:试样切割取样过程中在夹具与试样之间加装塑料薄片,切割后试样浸没于无水酒精溶液清洗,特殊的3次真空浸渗方式镶嵌试样,选择最佳抛光时间和低回复性抛光布,能真实呈现镍-石墨热喷涂涂层各相的形貌、数量和分布。

12Cr2Ni4A滑油附件主动轴螺纹根部裂纹分析

航空发动机在大修时发现12Cr2Ni4A滑油附件主动轴轴头螺纹根部有裂纹显示。采用化学成分、金相、断口分析以及硬度检测等手段对裂纹产生原因进行分析。结果表明:裂纹为过大螺母预紧力产生的应力裂纹,但螺纹部位的加工设计不当加剧了裂纹的产生,例如螺纹根部存在氰化层降低了材料的断裂韧度;止动槽与螺纹交界处未倒圆易形成应力集中;止动槽上部宽底部窄,导致垫圈内锁片挤压U型槽底部产生挤压变形。为避免此类故障的发生,提出相应的改进措施:使用限力扳手控制螺母不要过度预紧,对不需要氰化的螺纹部位采取遮蔽的方式,对止动槽与螺纹转接处处进行适当倒圆。

某型发动机38CrA螺栓断裂机理分析

通过对某型发动机38CrA螺栓断口的宏微观形貌观察、能谱分析及现场工艺复查,研究了38CrA螺栓故障件的断裂机理。结果表明：由于操作不当造成表面应力集中,在螺纹底部产生微裂纹;第一次错误镀锌工序中,异常镉元素沿晶界渗入基体内部,导致失效螺栓断口存在大量镉元素;后续的除氢工序中熔融态镉原子靠其表面的自扩散向裂纹尖端沿晶扩散,使得晶界弱化,最终导致螺栓沿晶脆断。

某发动机波纹管组件裂纹原因分析

某防冰空气管组件中的波纹管在服役过程中存在沿波纹底部侧壁横向分布的裂纹。采用宏观、微观观察、能谱分析、硬度测试、成分分析以及防冰空气管组件结构力学有限元分析,探讨了波纹管裂纹产生的原因。结果表明:裂纹为发动机工作过程中产生的疲劳裂纹;裂纹起源于波纹管焊缝区域外表面,并在波纹管内表面萌生生长;发现波纹管组件卡箍失效和波纹变形是导致靠近进气口第2~3个波谷与侧壁连接部位形成应力集中,最终导致开裂。

GH2787压气机叶片热处理制度对组织和力学性能的影响

研究了不同热处理制度下GH2787压气机叶片的组织和力学性能。结果表明:通过降低固溶温度和减少固溶次数能明显细化晶粒,降低时效温度和增加时效次数能增加γ'相的析出,能有效提高室温力学性能和疲劳性能。采用两次固溶+一次时效和一次固溶+一次时效热处理后,γ'相尺寸较大,呈三角形貌单峰分布;采用一次固溶+二次时效处理后,一次γ'相呈立方形态,二次γ'相呈球状形貌的双峰分布。随着二次时效时间的增加,一次γ'相溶解和二次γ'相长大,γ'相尺寸形貌趋于球化。

2A02铝合金过烧组织特征及金相检验技术的改进

为了更精确地评定铝合金过烧组织,以2A02变形铝合金为例,通过过热淬火处理制取金相试样,对传统的金相检验方法进行了技术改进,并对过烧组织特征及力学性能进行了分析。结果表明:使用体积分数为05.%的氢氟酸浸蚀试样有助于在光学显微镜下准确地判定临界过烧组织;扫描电镜和能谱分析可以帮助操作人员准确区分临界过烧状态组织的特征和相。2A02铝合金在510℃以下固溶的显微组织正常,硬度随固溶温度上升稍有增加;在510℃以上固溶时,会逐渐出现初熔小球,有轻微过烧现象;在520℃时出现断续网状复熔、晶界,为典型的过烧组织;在530℃时晶界复熔加粗,出现大尺寸复熔球,为严重过烧组织;在550℃时,局部复熔球变成空洞;铝合金在过烧后,其硬度和耐腐蚀性急剧下降。

K465低压涡轮叶片叶冠失效分析

利用光学显微镜和扫描电镜对K465涡轮叶冠断口、金相组织进行了观察,通过对设计、加工工艺、装配、叶片工作过程的复查,分析和探讨了叶冠磨损的性质及原因。结果表明:装配未设定合理的初始紧度,叶片间接触面的磨损产生间隙,同时材料地面试车服役温度明显高于850℃,使得材料抗拉强度急剧下降,在振动冲击下对接触面的磨损起到促进作用,最终形成粘着磨损。

Al/BN可磨耗封严涂层镶嵌气泡产生原因分析

Al/BN可磨耗封严涂层经湿式砂轮机切割后在浇注环氧树脂镶嵌时产生大量异常气泡,采用微观分析、硬度测试、验证试验等方法对气泡产生的原因进行了分析。结果表明:Al/NB可磨耗封严涂层为疏松结构,水基切削液容易被涂层的孔隙和裂缝吸附,从而与金属铝相发生电化学反应,最终在高黏度的环氧树脂中析出铝的氧化物,产生目视可见的气泡。

TC6钛合金压气机叶片裂纹产生原因

某型航空发动机在完成总运转时间2081 h后进行拆解检查,在一件TC6钛合金高压压气机Ⅵ级转子叶片上发现沿叶片纵向分布有两条裂纹。通过宏观观察、断口分析、金相检验、能谱分析及硬度测试等方法对裂纹产生原因进行了分析。结果表明:该裂纹为试车过程中产生的疲劳裂纹。发动机在完成阶段性试车后进行拆解检查,复装后叶尖间隙不满足设计要求,导致在随后的试车过程中叶尖与机匣封严涂层发生严重刮擦,造成局部超温、掉块,形成疲劳裂纹源并最终扩展为裂纹。

大气等离子喷涂和超音速火焰喷涂制备的CoMoCrSi涂层组织结构和性能

本文采用大气等离子(APS)和超音速火焰(HVOF)两种喷涂工艺制备了高硬度、高结合强度CoMoCrSi耐磨涂层,并进行了性能和成本对比分析。结果表明,通过参数优化后,APS制备的CoMoCrSi涂层硬度86HR15N,464HV300gf,结合强度45MPa;HVOF制备的CoMoCrSi涂层硬度89HR15N,699HV300gf,结合强度69MPa。HVOF制备的CoMoCrSi涂层,组织和各项性能均优于APS。XRD检测显示HVOF涂层为非晶态,APS则为晶态和非晶态,这可能与两种喷涂方式不同冷速有关。非晶态组织的出现,也可印证涂层性能的优异。APS生产效率为HVOF的2倍,每小时喷涂成本为HVOF的80%。两种工艺各有优势,可针对不同应用环境和需求选择合适的工艺。

TC6钛合金安装座荧光显示缺陷原因

某TC6钛合金安装座在航空发动机上试车后,拆机进行荧光检查,在该安装座圆弧处发现长度约4 mm的线性荧光显示。采用宏观观察、微观分析、金相检验、硬度测试、能谱分析等方法对荧光显示缺陷产生的原因进行了分析。结果表明:该安装座上的荧光显示缺陷为疲劳裂纹。安装座圆弧表面在人工砂轮打磨时完整性被破坏,形成了疲劳裂纹源,在试车过程中裂纹扩展,并与没有完全去除的锻造折叠裂纹相连接,最终形成了缺陷。

等离子喷涂Al_(2)O_(3)陶瓷涂层的显微组织检测技术

使用自动金相制样设备和光学显微镜对大气等离子喷涂氧化铝陶瓷涂层金相样品制备技术及显微组织评估技术进行研究,确定最佳的制样及评估方法。结果表明:金相试样制备时采用树脂粘接SiC湿砂轮切割片取样、配备正确制样参数的自动化磨抛设备,采用SiC新砂纸研磨和回弹性低的无毛布抛光,能够有效呈现涂层的真实显微组织,解决了涂层孔隙率异常偏大等假象;烧结碎裂制粉的氧化铝粉末形貌呈棱角状的固有属性可用于涂层未溶颗粒和重熔颗粒的辅助评估;尽量缩小显微镜孔径光阑能有效分辨涂层未熔颗粒、重熔颗粒和氧化物等显微组织特征。