热处理工艺对大规格TC17钛合金棒材组织与力学性能的影响

研究了固溶温度、冷却方式、保温时间及取样方向对两相区锻造的大规格TC17钛合金棒材显微组织和力学性能的影响,并根据实验结果选择最佳热处理制度。结果表明:TC17钛合金棒材的最佳热处理工艺为800℃/2h/WQ+630℃/8h/AC;固溶温度在两相区时,随着固溶温度的升高,合金强度升高,塑性降低;固溶空冷+时效的合金较相同温度固溶水冷+时效的合金强度高、塑性低;在相同温度固溶水冷条件下,缩短固溶保温时间,可改善合金的塑性;锻造后的TC17钛合金大规格棒材存在各向异性。

急性ST段抬高型心肌梗死早期外周血Tc17细胞表面标志和细胞因子表达

目的:检测急性ST段抬高型心肌梗死(STEMI)早期外周血中表达IL-17A的CD8^(+)T细胞,即Tc17细胞的表型和功能。方法:收集健康人和STEMI患者外周血白细胞,流式细胞术检测CCR6、CD161、CCR5、IL-23R、RORγt表达确定Tc17细胞。流式细胞术检测Tc17细胞活化状态、细胞因子表达和增殖状况。结果:健康志愿者和STEMI患者CCR6^(+)CD161^(+)CD8^(+)T细胞均高表达CCR5、IL-23R和RORγt,被鉴定为Tc17细胞。与健康志愿者相比,STEMI患者Tc17细胞在总CD8^(+)T细胞中的比例升高,且表型上更偏向于效应型记忆性T细胞。健康志愿者Tc17细胞主要表达IL-17A和IL-22,而STEMI患者Tc17细胞不仅表达IL-17A和IL-22,也表达IL-10和TGF-β。但健康志愿者和STEMI患者Tc17细胞均不表达IFN-γ、IL-5、Foxp3和Ki67。结论:STEMI早期Tc17细胞表达IL-17A和IL-22同时上调IL-10和TGF-β表达,可能参与和调节STEMI后急性炎症反应。

考虑相含量的TC17钛合金线性摩擦焊中的残余应力

为了获得准确的TC17钛合金线性摩擦焊中的残余应力,建立TC17钛合金弹性常数与相分数之间的数值关系。结合焊接区域的相分数,获得呈梯度分布的弹性常数,并将其引入轮廓法进行计算。结果表明,TC17钛合金的弹性常数与α相分数呈正相关,在宽度约4 mm的焊接区域呈现明显的梯度分布特征;若忽略相分数的梯度分布,计算残余应力时相对误差可达36.06%;修正后的残余应力呈双峰分布,在热影响区边缘处达到峰值,约为442 MPa。这说明考虑相分数的梯度分布是必要的。

连续SiCf/TC17复合材料室温偏轴拉伸性能研究

采用磁控溅射法结合热等静压工艺制备SiCf/TC17复合材料,通过SEM观察试样的断口形貌,研究了复合材料在室温的偏轴拉伸性能及断裂机制。结果表明:纤维偏轴角度在0°~2°间,复合材料轴向性能变化较小,拉伸强度稳定在1960~1987 MPa;纤维偏轴角度再增大时(>2°),材料拉伸强度近似呈单调线性降低,由1870 MPa降至1797 MPa。纤维偏轴角度较小时(≤2°),平坦区基体与纤维断裂面平整,且两者的断裂面平行。纤维/基体界面没有明显的脱粘破碎迹象;纤维偏轴角度较大时(>2°),部分纤维存在“斜切断裂”,纤维拔出距离变长,且不再与基体的断裂面保持在同一平面,基体撕裂损伤严重。依据断口形貌结合局部承载模型,详细论述了SiCf/TC17复合材料两种拉伸失效的断裂过程。纤维偏轴角度较小时(≤2°),裂纹萌生于纤维间距较小的反应层,在界面处钝化或偏转进而形成不同截面的平坦区,当纤维超过承载能力极限,试样整体断裂;纤维偏轴角度较大时(>2°),“拉-剪”耦合效应导致C涂层与反应层间的界面脱粘破碎形成裂纹源,裂纹加速反应层受损或导致界面脱粘致使纤维断裂,当基体及剩余纤维超过承载能力极限,试样整体断裂。

基于改进集中热容法的TC17钛合金淬火表面换热系数测算

表面换热系数是TC17钛合金淬火数值分析研究的重要边界条件,其准确性影响工件淬火温度与应力场的分布精度。基于深埋热电偶动态实测的温降曲线,采用改进后的集中热容法,计算求解TC17钛合金淬火表面换热系数,并通过数值模拟验证了结果的可靠性。结果表明,TC17钛合金水浴淬火过程中会经历3个主要阶段:蒸汽膜阶段、核沸腾阶段及对流冷却阶段。表面换热系数在蒸汽膜阶段、核沸腾阶段会快速增大,随后在对流冷却阶段会逐渐减小,在第50 s达到峰值1299 W/(m^(2)·℃),此时淬火面温度为355℃。将换热系数代入数值模型中进行温度场计算验证,计算结果与实测温降曲线吻合较好,平均相对误差仅为1.4%。

TC17钛合金叶片振动疲劳寿命研究

叶片属于典型的薄壁曲面构件,其服役环境恶劣,在交变应力作用下经过一定循环周次后发生疲劳断裂,严重影响发动机的可靠性和耐持久性。为了研究叶片振动状态下的疲劳性能,采用不同工艺参数加工叶片,测试其表面粗糙度、残余应力、显微硬度,并进行叶片的振动疲劳试验和疲劳断口分析。结果表明:TC17钛合金叶片的危险位置在叶背,距叶尖48.1 mm,距进气边26.9 mm处;叶片的表面粗糙度为0.373μm,表面应力集中系数为1.014,表面残余应力为-319.38 MPa,表面显微硬度为412.53 HV时,获得最高疲劳寿命8.91×10^(5)周次;残余应力对叶片振动疲劳寿命的影响最显著,其次是表面应力集中系数,最后是显微硬度;铣削加工叶片的疲劳失效模式为表面单源起始,疲劳源区有明显的放射线特征,裂纹扩展区有疲劳条带和二次裂纹,瞬断区有韧窝特征,属于韧性断裂。

TC17钛合金激光熔覆熔池实时监测算法研究

航空发动机钛合金压气机叶片工作时,由于长时间高强度服役和异物损伤,叶片会发生变形、凹痕、磨损、裂纹甚至断裂。激光熔覆技术因其热影响区小、沉积性能好、成形精度和自动化程度高,已经成为叶片修复的重要方法之一。熔池几何特征是影响熔覆质量的关键因素,因此本文针对熔池实时监测,提出了一种基于图像处理的识别测量算法。首先,通过图像掩膜提取ROI区域,再对ROI区域进行伽马变换、阈值二值化实现熔池区域的分割;然后计算轮廓面积特征进行去噪;最后采用AABB包围盒对熔池的几何特征进行提取,实现了熔覆过程中熔池长宽的实时监测。最终通过多参数正交试验,验证算法平均识别误差为0.24 mm。

TC17钛合金表面残余应力的点阵式维氏压痕测试

采用点阵式维氏压痕测试方法得到TC17钛合金表面12个测试点的载荷-深度曲线;通过等效材料维氏压痕模型计算合金表面12个测试点的双向残余应力和单向残余应力,将残余应力值代入ANSYS 19.2有限元分析软件中得到载荷-深度曲线,并进行试验验证。结果表明:试验得到表面不同测试点的应力均为残余拉应力;采用有限元方法模拟得到双向残余应力和单向残余应力下的载荷-深度曲线与试验结果吻合较好,载荷-深度曲线的加载曲率的相对误差均小于1.5%,等效材料维氏压痕模型可以准确地预测合金表层单向残余应力和双向残余应力分布。

TC17钛合金激光焊接接头微观组织和力学性能

文中对TC17钛合金进行了激光焊接,对接头的宏观形貌、微观组织、显微硬度和拉伸性能进行了研究。结果表明,TC17母材的微观组织为β相+等轴初生α_(p)相,β相内存在大量次生α_(s)相;热影响区微观组织变化较为复杂,随着离焊缝距离的减小,α_(p)逐渐减少,β逐渐增多,α_(s)先消失、再产生、然后再次消失;焊缝由β相柱状晶组成,柱状晶内部是细长的枝晶,在焊缝的中下部存在较多气孔;从母材到焊缝,硬度总体呈下降趋势;受α_(s)含量变化的影响,随着离焊缝距离的减小,热影响区显微硬度先降低、再升高、然后再次降低;由于焊缝硬度最低且存在气孔缺陷,接头拉伸断裂在焊缝。

热处理对同质异态TC17钛合金线性摩擦焊接头的影响

对TC17(α+β)和TC17(β)钛合金进行线性摩擦焊及焊后热处理试验,运用光学显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)观察接头各区域的微观组织变化,采用轮廓法测试接头残余应力分布情况,分析了热处理对接头的微观组织、残余应力及力学性能的影响。结果表明:焊接过程中焊缝区发生了相变及动态再晶界过程,形成亚稳定β相;两侧热力影响区初生α相严重变形,针状α相完全溶解。经过热处理,亚稳定β相分解为稳定的α+β相,板条状α相在晶界析出,针状α相在晶粒内部析出,变形α相发生不同程度的分解。轮廓法测试结果表明,接头沿振动方向的应力呈双峰分布,接头热力影响区处拉应力峰值达到最大约360 MPa,焊缝中心拉应力值约140 MPa,经过热处理,接头沿振动方向拉应力值降低至50 MPa以下。经过热处理后接头微观组织更加均匀,并且接头残余应力得到消除,接头拉伸及疲劳性能得到明显改善。

两种典型喷丸强化工艺对TC17合金疲劳极限的影响

为了研究普通喷丸和超声喷丸工艺对TC17合金疲劳极限的影响,选固定的喷丸强度,以未喷丸试件为对照组,对3种状态试件进行表面形貌、粗糙度、残余应力测试,并进行室温旋转弯曲疲劳试验,测试各状态试件的疲劳极限,并对断裂试件进行断口分析。结果表明:相较于未喷丸试件,喷丸试件的表面微观形貌均有较明显的改变,表面残余应力均提升,试件断口疲劳源区向内部移动;相较于普通喷丸处理的试件,超声喷丸处理的试件表面状态更好,疲劳极限也提升。

TC17钛合金整体叶盘叶片缺陷形成原因分析及检验方法

对TC17钛合金整体叶盘叶片低倍缺陷进行了形貌观察,对微区成分、金相组织以及硬度进行了分析,并对缺陷的来源以及其对基体产生的影响进行了研究。结果表明:整体叶盘叶片的低倍腐蚀缺陷为非正常的组织缺陷。这类组织缺陷的产生是由于钛合金叶盘在铸锭生产过程中,误用YG8刀头对铸锭进行平头,出现粘刀现象导致钨钢刀头嵌入铸锭头部平头处,引入W合金夹杂。W合金夹杂的存在导致缺陷区组织出现细晶以及隐针马氏体等异常组织,硬度急剧升高,同时与基体产生相当大的组织过渡区。由于此类W合金夹杂以颗粒状或几十微米的团聚状存在,并沿锻造流线弥散分布,无法通过X射线和超声等无损检测方法将夹杂缺陷检出,可通过常规钛合金低倍腐蚀或金相法检验。

TC17钛合金线性摩擦焊接头内部残余应力测试分析

为掌握TC17钛合金线性摩擦焊接头内部残余应力分布规律,采用轮廓法对TC17(α+β)/TC17(β)线性摩擦焊接头进行了残余应力测试,分析了接头内部沿振动方向(试样宽度方向,x向)应力以及沿顶锻方向(试样长度方向,y向)应力的分布规律。结果表明:x向应力在焊缝区域为拉应力,沿顶锻方向呈双峰分布,即焊缝两侧区域的应力高于焊缝中心,拉应力峰值位于距离焊缝中心2~3 mm位置处,约360 MPa,拉应力区域宽度达到30 mm。在焊缝中心截面上,y向应力在整个厚度上为拉应力,且上、下表层应力小于厚度中心位置;距试样宽度中心两侧27 mm区域的应力为拉应力,边缘区域的为压应力。

基于MeltFlow-VAR的TC17钛合金铸锭熔炼工艺研究

TC17钛合金因其优异的力学性能、热稳定性和抗疲劳性能,广泛应用于航空航天等领域。然而,该合金在真空自耗电弧熔炼过程中出现的元素偏析的现象,影响了铸锭的性能,限制其应用和发展。本文利用多场耦合重熔工艺仿真优化软件(MeltFlow-VAR)对TC17钛合金铸锭真空自耗熔炼过程中的熔炼电流、稳弧电流等熔炼工艺参数进行模拟,研究不同参数下熔池的形状和元素浓度分布,并以模拟工艺制备了TC17合金Φ640 mm大规格铸锭进行验证。结果表明,适当减小熔炼电流和稳弧电流,可使TC17钛合金铸锭中Cr、Mo元素分布均匀,从而有效改善元素偏析的现象。通过对后续铸锭的追踪取样验证,本次试验所生产的TC17钛合金铸锭成分均匀,未发现明显的组织缺陷。

基于机器学习的TC17合金超高周疲劳寿命预测

航空发动机压气机叶片材料TC17超高周疲劳试验周期长、成本高,且疲劳寿命数据分散度大,导致其疲劳寿命预测较难,预测模型精度不高。机器学习(ML)具有强大的数据处理能力,采用了蒙特卡罗模拟(MCS)对TC17超高周疲劳寿命数据进行了有效的扩展和增强,提出了一种具有动态记忆建模能力的机器学习网络模型,可检验MCS的有效性和提高超高周疲劳寿命数据预测的准确性。研究结果表明,应力比R=0.1工况下经MCS数据增强作用后的网络模型预测精度最大可提高约63.05%,预测结果均在5.0倍分散带以内。

TC17钛合金盘锻件的工艺优化及组织性能分析

为了提高发动机转动盘件的服役性能,增加性能富裕度,对某发动机用TC17钛合金盘锻件原始固有方案的成形过程、微观组织、力学性能进行分析,发现原始方案的预制坯设计不合理,导致盘锻件的等效应变和组织分布不均匀,并使得盘锻件的塑性和低周疲劳性能偏低。针对这一问题,采用有限元模拟进行预制坯结构优化,进一步提升盘锻件的变形均匀性和组织性能水平。经优化后,锻件变形的不均匀性得到明显改善,而且锻件各部位的组织分布均匀、形貌特征合理,原始β晶粒呈拉长状,没有或者有少量β再结晶晶粒、晶界弯折、晶内为网篮结构。力学性能测试结果表明,优化方案生产的盘锻件的塑性和低周疲劳性能优于原始方案,而且优化后盘锻件各部位的力学性能分散度较小、稳定性较好。

塑性变形连接工艺对TC17合金/TC4合金连接界面组织与力学性能的影响

采用塑性变形连接方法制备了TC17合金/TC4合金连接接头,通过金相显微镜(OM)和扫描电子显微镜(SEM)等微观组织表征方法及单向剪切试验,研究了不同连接参数下TC17合金/TC4合金连接界面的微观组织与力学性能,分析了其内在联系,并探究了空洞组织的演化机制。结果表明:连接压力和连接温度对TC17合金/TC4合金连接界面的空洞演化、界面结合率和剪切强度影响更为显著。由于TC17合金/TC4合金连接界面塑性流动和原子扩散的协同作用,连接界面接触面积增大,界面处产生较大的局部应变,空洞由短棒状转变为椭圆形再变为圆形,并逐渐减小直至消失,从而使界面结合率提高,剪切强度增大。

TC17钛合金热变形行为及本构模型

对TC17钛合金进行不同温度(600~950℃)和不同应变速率(0.001~10 s^(-1))的热压缩试验,研究了TC17钛合金的热变形行为,建立了TC17钛合金多元线性回归本构模型,并进行了试验验证。结果表明:TC17钛合金的流变应力随变形温度的升高而减小,随应变速率的增大而增大;在低温段(600~850℃)变形时,真应力-真应变曲线整体上呈应变软化特征,在高温段(850~950℃)变形时,则呈稳态流动特征,流变应力软化现象不明显;由TC17钛合金多元线性回归本构模型得到的流变应力的计算值与试验值较为接近,模型具有较高的预测精度。

砂带抛光工艺参数对TC17表面粗糙度的影响规律研究

在航空发动机整体叶盘、叶片加工工艺中,常采用砂带抛光方法去除铣削残留高度和表面缺陷,其中抛光工艺参数对加工表面粗糙度具有显著影响。针对航空发动机整体叶盘、叶片用TC17钛合金材料,基于正交试验研究了砂带抛光工艺参数对表面粗糙度的影响规律。试验结果表明:砂带抛光得到的钛合金材料表面粗糙度均在Ra 0.2μm以下;高目数氧化铝砂带抛光后的表面粗糙度更小,在特定加工参数下表面粗糙度能够达到Ra 0.1μm;分别使用低目数和高目数氧化铝砂带进行抛光时,砂带线速度对抛光表面粗糙度的影响规律相同,而砂带进给速度和下压量对表面粗糙度的影响规律不同。在本文研究工作的基础上,推荐采用200目砂带抛光TC17钛合金材料,工艺参数域为Vc[17m/s, 19m/s],ap[0.2mm, 0.4mm],Vp[60mm/min, 180mm/min]。

激光冲击TC17钛合金叶片的微观组织/应力演变及缺口振动疲劳性能

目的提高航空发动机叶片的抗疲劳性能。方法采用高功率密度短脉冲激光冲击某型发动机TC17钛合金整体叶盘叶片模拟件,并采用飞秒激光在进气边预制缺口。通过扫描电子显微镜和透射电子显微镜表征激光冲击前后的表层微观组织。通过X射线衍射和三坐标测量仪分别测量激光冲击强化过程中的残余应力演变和宏观塑性变形,并由一阶弯曲振动疲劳对激光冲击强化效果进行评价。结果激光冲击在TC17钛合金叶片表层诱导产生了高密度位错组织,但由于冲击次数的控制,未产生明显的晶粒细化效应。激光冲击叶盆面后,叶盆面呈现压应力状态,残余应力为330.5 MPa,叶背面呈现拉应力状态,其值为55.5 MPa。进一步激光冲击叶背面后,叶背面的拉应力转变为压应力,其值达到了267.0 MPa,叶盆面残余压应力减小,由330.5 MPa变为261.9 MPa。激光冲击叶盆面后,进气边与叶尖交点偏离初始位置0.1191、0.1291 mm;冲击叶背面后,位移偏离初始位置减小,分别为0.07108、0.099 mm。激光冲击强化后,缺口振动疲劳寿命显著提升,平均循环次数由56696周次增加到199515周次,出现了明显的裂纹闭合效应。结论激光冲击强化在TC17钛合金表层引入了高密度位错组织和双面贯穿式残余压应力,并将叶片宏观塑性变形控制在0.1 mm以内,在疲劳性能上获得了显著的提升。