航空Al7050合金的静动态力学特性研究及JC本构模型构建

为了研究航空Al7050合金材料的静、动态力学特性,采用DNS100型电子万能试验机对航空Al7050合金进行了准静态压缩试验,并依据处理后的试验数据获得了室温准静态下的流动应力-应变曲线,然后采用带有同步组装系统的分离式霍普金森压杆(SHPB)装置对航空Al7050合金进行了不同温度、不同应变率下的动态压缩试验,并依据处理后的试验数据获得了不同温度、不同应变率下的流动应力-应变曲线,最后依据两次试验数据并采用最小二乘法构建了试验条件下的JC本构模型。结果表明:材料的流动应力随应变率的增加整体呈现增加的趋势,但温度高于400℃时,材料的流动应力随应变率的增加而减小;随应变的增加,流动应力表现出先呈线性增加,再缓慢增加,最后急剧下降的趋势;材料的流动应力和应变硬化指数随温度的升高而下降,且构建的JC本构模型能较好地预测塑性流动应力。

腐蚀条件对7050航空铝合金断口形貌及失效机理的影响

为研究腐蚀条件对7050航空铝合金失效形式的影响,分析不同腐蚀时间和腐蚀溶液浓度对7050航空铝合金试样断口宏观及微观形貌、能谱、金相组织的影响,并进一步分析其失效机理。结果表明:在3.5%NaCl溶液和5%NaCl溶液的腐蚀环境下,7050航空铝合金试样中的Al元素含量会随着腐蚀时间的增加而逐渐降低,而5%NaCl溶液中腐蚀的试样含有更多的O元素;腐蚀时间和腐蚀液浓度的增加会使得7050航空铝合金损伤机理发生转变,还会使试样产生更多的由腐蚀产物堆积的局部腐蚀点和深色狭长的被腐蚀晶界。

冷喷涂对7050铝合金FSW接头耐应力腐蚀性能的影响

采用冷喷涂技术在7050铝合金搅拌摩擦焊(FSW)接头表面进行纯Al涂层的制备,研究冷喷涂对FSW接头耐应力腐蚀性能的改善作用,并对其改善因素进行探索。结果表明,冷喷涂后的FSW接头的耐应力腐蚀性能有明显的提高,应力腐蚀断裂时间从24 h内延长至480 h以上,断裂位置也从前进侧热影响区变为焊核区。纯Al涂层沉积厚度约500μm,孔隙率较低,仅0.74%,均匀分布于接头上表面,无氧化和粉末粒子堆积现象,可在海水腐蚀环境中为接头提供较好的物理防护作用,有效改善接头的应力腐蚀敏感性及腐蚀环境对应力腐蚀的促进作用。冷喷涂层对接头产生压应力,可显著降低接头的残余拉应力,减少内外拉应力的交互作用,延缓应力腐蚀开裂速度。

激光工艺参数对7050铝合金Al/Ti熔覆温度场影响规律的模拟

针对7050铝合金表面激光熔覆Al/Ti复合粉体,建立了三维瞬态温度场有限元仿真模型。通过单因素仿真试验,获得了激光工艺参数（激光功率、激光扫描速度和光斑直径）对温度场的影响规律,并初步确定了各激光工艺参数的合理范围：激光功率1300~1600W,激光扫描速度90~300mm/min,光斑直径1.5~2.6mm。通过两组正交试验仿真,以基材区域熔池面积为评价指标,利用极差分析,得到各激光工艺参数在不同变化条件下,对基材区域熔池面积影响程度的大小顺序,讨论了采用激光比能表征激光工艺参数对熔覆层质量影响的局限性。通过工艺实验表明,仿真模型与实验结果较为吻合,验证了仿真模型的可靠性与准确性。

7050航空铝合金“单因素”本构模型参数与温度相关性研究

从理论和实验两方面研究7050航空铝合金“单因素”本构模型中参数与温度的相关性。通过位错理论分析和进行材料基本关系式推导指出铝合金材料模型受温度的影响。设计准静态压缩实验和高速冲击压缩实验研究材料的静、动态力学性能。通过对试验数据的分析、拟合和比较,得出7050航空铝合金“单因素”本构模型中的参数与温度相关的结论。根据试验结果建立材料参数与温度之间的数学映射,并在此基础上构建7050航空铝合金“单因素”本构模型,最后进行切削实验验证模型的正确性。7050航空铝合金“单因素”本构模型的建立为进一步开展切削加工有限元模拟和进行工艺优化奠定基础。

辉光离子渗氮对Ti6Al4V合金在航空煤油中摩擦学性能的影响

为改善钛合金在航空煤油中的摩擦学性能,采用辉光离子渗氮技术对Ti6Al4V钛合金表面进行改性处理。分析了渗氮层的表面形态、组织结构、显微硬度沿层深的分布,对比研究了钛合金基体、渗氮层和5CrMnMo工具钢在航空煤油中分别与GCr15钢及QSn4-3铜合金配副对磨时的耐磨性能,并探讨了渗氮层的表面粗糙度对摩擦磨损行为的影响。结果表明:Ti6Al4V钛合金表面渗氮层硬度明显高于5CrMnMo工具钢,经表面抛光后处理,其耐磨性能显著优于钛合金基材与5CrMnMo工具钢,同时也有效降低了摩擦配副的表面磨损。研究同时发现QSn4-3铜合金配副的磨损体积损失与渗氮层的表面粗糙度呈线性递增关系,原因归于铜合金配副的磨损失效由渗氮层表面微凸体的磨粒磨损作用及航空煤油的润滑状况决定。

航天航空用新型高强高韧性7050铝合金

7050是美国Alcoa公司研制成功的一种高强高韧性航天航空铝合金。本文在对比7050和7075两种合金的基础上,全面系统地分析了7050合金的化学成分、组织和性能特征,为合理选用7050合金及改善7050合金的压力加工与热处理工艺提供了必要的依据。

基于Oxley’s理论的Al7050合金JC本构模型参数优化

针对Al7050合金在切削加工中易变形的问题,以构建适用于实际切削加工中的JC本构模型为目的。依据Oxley’s理论建立了求解模型,采用遗传算法并结合试验数据求得Al7050合金的JC本构模型参数,并以切削力为参评指标对JC本构模型进行验证。结果表明:构建的JC本构模型的应变范围为0.80~1.01,应变率范围为1.6×10^(3)s^(-1)~2×10^(4)s^(-1),温度范围为96.48℃~213.07℃;采用自定义材料模型的主切削力和进给力仿真值与试验值的平均误差分别为4.79%和16.08%,而采用软件自带材料模型的主切削力和进给力仿真值与试验值的平均误差分别为15.08%和25.97%,得出了采用自定义材料模型的切削力仿真值与试验结果更吻合的结论。

镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性能研究

为了研究镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性,对该Co-Al涂层在800、900和1000℃下进行200 h高温氧化试验,利用扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)和X射线衍射仪(XRD)等进行高温氧化行为分析。结果表明:合金氧化动力学曲线均基本符合抛物线规律,氧化激活能为78185 kJ/mol,质量增大速度较缓慢,平均氧化速度也较慢;合金表面生成氧化物结构完整、致密,主要以Al2O3为主;表面生成连续致密的Al2O3保护膜有效地阻止了Al向涂层与空气界面的外扩散和氧向涂层与基体界面的内扩散,在3种温度下Co-Al涂层均表现出优异的抗高温氧化性能。

激光冲击强化Al7050–T7451合金紧固孔的残余应力研究

为研究不同激光冲击强化轨迹对Al7050–T7451合金紧固孔残余应力的影响,改善紧固件疲劳寿命,采用ABAQUS有限元模型和生死单元技术,对Al7050–T7451合金紧固孔开展先强化后开孔和先开孔后强化的残余应力数值模拟试验研究。研究结果表明,4个十字交叉光斑激光冲击强化Al7050–T7451合金表面S;残余压应力数值模拟结果接近试验测试值,先强化后开孔数值模拟结果与试验测试值接近,验证模型正确性。与先开孔后强化相比,先强化后开孔Al7050–T7451合金紧固孔的表面S;残余压应力值更大。与2个横向光斑相比,2个纵向光斑激光冲击强化紧固孔的表面S;残余压应力值更大。与2个光斑相比,4个十字交叉光斑激光冲击强化紧固孔的表面S;残余压应力值更大。研究结果为改善激光冲击强化紧固孔疲劳寿命奠定基础。

新型Al-Zn-Mg-Cu系航空合金

俄罗斯专利RU2293783中公布的这种可用于航空工业的铝合金中所含合金元素质量分数为：3．5％-4．85％Zn，0．3％-1．0％Cu、1．2％-2．2％Mg、0．15％～0．6％Mn、0．01％-0．3％Cr、0．01％～0．15％Fe、0．01％-0．12％Si、0．05％-0．4％Sc；还含有0．05％-0．15％Zr或0．005％-0．25％Ce．其余是Al。

新型航空Al合金

世界专利WO20083503、WO20083504和WO20083506中公布了德国Aleris公司研发的几种新型航空Al合金。其中包括一种AA2000系列Al合金和两种AA7000系列A1合金。合金的成分的质量分数为：（1）2％-5．5％Cu，0．5％-2％Mg，0-1％Mn，0-0．25％Fe，0．1％-0．35％Si；（2）3％-10％Zn，1％-3％Mg，0-2．5％Cu，0-0．25％Fe，0．12％-0．35％Si；（3）3％～10％Zn，

高损伤容限航空Al合金

世界专利WO2007 111634中公布了美国科研人员研制的一种新型2000系列航空Al合金。合金的主要化学成分（质量分数）为：3．0％～4．0％Cu，0．4％-1．1％Mg，Ag≤0．8％，Zn≤1．0％，Zr≤0．25％，Mn≤0．9％，Fe≤0．5％，Si≤0．5％，其余是Al。其中，Cu和Mg含量比为（3．6～5）：1。该合金具有高强度和高的损伤容限，综合性能良好，适用于变形加工或铸造方式制造的航空器用零部件。

均匀化对7050铝合金板材淬火敏感性的影响

通过光学显微镜、透射电镜以及力学性能测试,研究均匀化制度对7050铝合金板材组织演变的影响。将合金固溶后在不同速率淬火,研究均匀化制度对该合金淬火敏感性的影响。结果表明:固溶后慢速率淬火过程中,平衡相η主要位于再结晶晶粒中Al3Zr粒子的相界、再结晶晶界、亚晶晶界以及亚晶中与位错交互作用的少量Al3Zr粒子上形核析出;均匀化时间较短时(室温,120℃/h升温至465℃,8h),合金中析出少量Al3Zr粒子,固溶后的试样发生完全再结晶,此时合金淬火敏感性最好,但硬度较低;延长保温时间至20h(室温,120℃/h升温至465℃,20h),试样中析出大量Al3Zr粒子,但分布不均匀,从而导致轧制固溶后的试样依然明显再结晶,合金淬火敏感性较差;采用快速升温的双级均匀化制度((室温,120℃/h升温至465℃,20h)+(475℃,8h)),Al3Zr粒子有所长大,淬火敏感性最差;采用慢速随炉升温((室温,18℃/h升温至465℃)+(475℃,8h))的双级均匀化制度,合金中将弥散析出大量细小的Al3Zr粒子,固溶后的再结晶得到有效抑制,较多η相在亚晶界上的非均匀形核析出在一定程度上增加了合金的淬火敏感性,但该制度处理的合金仍优于再结晶程度较高的快速升温双级均匀化制度的。

Ni_3Al合金热/机械疲劳裂纹扩展行为研究

对 IC10定向凝固高温合金进行了 45 0～ 990℃热 /机械疲劳裂纹扩展行为的试验研究。分别研究了相位角、保持时间、温度、频率对 IC10合金裂纹扩展行为的影响 ,并建立了热 /机械疲劳裂纹扩展速率预测模型。研究发现 :温度的升高和频率的降低均会加速裂纹扩展 ;同相位热 /机械疲劳裂纹扩展速率大于反相位热 /机械疲劳裂纹扩展速率 ,而且它们两者介于最大温度和最小温度的等温疲劳裂纹扩展速率之间 ;

定向凝固Ni_3Al基高温结构材料IC6A合金的研究

利用扫描电镜、透射电镜、电子探针能谱和 X射线衍射技术研究了定向凝固 Ni3Al基合金 IC6 A的微观组织 ,当 IC6 A合金中的钇含量靠近成分上限时 ,在 IC6 A合金的枝晶间区会形成被大块 γ′相包围的、由 Ni3Y,Mo1 .2 4Ni0 .76和 γ固溶体相组成的区域。按照航空发动机导向叶片的使用要求 ,测定了 IC6 A合金的主要物理性能、 110 0℃抗循环和静态氧化性能、各种温度下的高温持久性能和蠕变性能、高温热疲劳和高周疲劳性能、各种温度下的瞬时拉伸性能以及冲击性能。研究结果表明 ,由于 IC6 A合金中适量钇的存在 ,其高温抗氧化性能得到显著提高 ,其高温持久性能、蠕变性能、冲击性能、高温热疲劳和高周疲劳性能也优于 IC6合金的。IC6 A合金是一种适用于制作 110 0℃及其以下温度工作的航空发动机导向叶片的高温结构材料。

NiCoCrAlYHf涂覆涂层/IC6A合金基体界面区的微观结构

采用真空电弧镀的方法在定向凝固Ni3 Al基合金IC6A上沉积NiCoCrAlYHf涂层 ,利用扫描电镜、透射电镜、电子探针能谱和X射线衍射技术研究了真空扩散处理态及在高温热曝下涂层 /合金基体界面区的微观组织。研究结果表明 :界面区由沉积层、扩散层和影响层组成 ,在 10 0 0℃曝晒 10 0h后涂层和基体的界面未产生裂纹 ,扩散层和影响层的厚度有所增加 ,沉积层中的 β NiAl相和α Cr相数量减少 ,影响层中的块状相的尺寸和数量有所增加 ,并析出了一种杆状或针状的δ NiMo相。

微量硼和铌对铸造Ni_(50)Al_(20)Fe_(30)合金组织及性能的影响

研究了微量硼和 2 % Nb对铸造 Ni5 0 Al2 0 Fe30 合金组织及性能的影响。结果表明 :微量硼的加入可以改善 Ni5 0 Al2 0 Fe30 合金的强度与塑性 ,最佳硼含量为 0 .0 2 %～ 0 .0 5 % ;此外 ,微量硼的加入影响该合金的共晶区 ,从而明显改变合金的微观组织形态。在硼含量为 0 .0 2 %时 ,该合金主要处于 β相 (Ni Al)与 γ相的共晶区 ,这对合金的室温塑性极为有利。添加 2 % Nb可明显提高该合金的压缩屈服强度并改善塑性。在室温、6 5 0℃和 10 0 0℃ ,该合金的压缩屈服强度分别提高 30 %、5 9%和 36 %

Ti_3Al基合金的进展

本文综述了Ti_3Al金属间化合物基合金发展概况,重点介绍了北京航空材料研究所的新成果。

航空钛合金板胶接表面粗糙度的超声测量

采用一种新的超声频谱法快速测量航空钛合金板经喷砂预处理后的胶接表面粗糙度,并引入表面面积均方根粗糙度系数ST来表征材料表面三维微观形貌.以航空Ti-6Al-4V钛合金胶接板为测量试样,超声换能器接收测试试样表面的反射回波,并计算得到AR参数谱.以反射脉冲AR参数谱和声波镜面反射理论为基础,建立了有关脉冲波声反射系数和表面均方根粗糙度系数ST的数学模型.利用表面粗糙度系数理论模型.数值计算反射回波的理论频谱曲线,并与实测反射回波AR谱进行拟合.利用最小值搜索算法,处于最佳拟合时的表面粗糙度系数ST即为试样胶接表面的测量结果.实验表明,超声反射频谱法测量结果与轮廓仪测量结果符合得很好,该测量方法在材料或零部件表面粗糙度在线测量中具有广泛的应用前景.