烧结温度对车用TiAl高温结构材料组织和性能的影响

采用SPS烧结方法对气雾化法来制备的车用Ti-42Al-10Nb-0.6W粉末和Ti B2粉末进行烧结处理。通过SEM观察、力学测试研究了烧结温度对Ti Al高温结构材料组织和性能的影响。结果表明：该试样的拉伸强度随着烧结温度的增加先增加后降低;当Ti B2成分为0.5%时,合金的拉伸强度达到最高。当烧结温度上升后,快速致密化的初始温度并没有发生较大改变。实验温度范围内发生最快致密化是在烧结温度为1140℃。在980℃下烧结得到的合金试样中形成了众多孔隙结构;温度为1060℃时烧结得到的试样孔隙现象已经不明显;在1140℃下烧结得到的试样致密度更大且组织更均匀。

微观组织结构对TiAl合金高温氧化行为的影响

通过分析不同微观组织TiAl合金在850℃下的恒温氧化行为,揭示了不同微观组织TiAl合金的高温氧化机制。研究表明,近γ组织和双态组织TiAl合金表现出优异的高温抗氧化性,850℃恒温氧化100h后,样品表面氧化膜厚度分别为13.78、12.81μm,而全片层组织TiAl合金在同等条件下的氧化膜厚度为19.06μm。经850℃氧化100 h后,不同微观组织TiAl合金表面均形成了不具有保护作用的TiO_(2)/Al_(2)O_(3)混合氧化层。全片层组织TiAl合金高温抗氧化性不足的主要原因是基体中存在过多的原子扩散通道(片层晶界和板条相界),导致大量的氧进入基体发生氧化反应,而近γ组织和双态组织中原子扩散通道明显减少,且存在大量抗氧化性能优异的γ晶粒,显著降低了氧扩散与氧化速率,从而提高了TiAl合金的高温抗氧化性能。

可重复使用航天器耐高温复合材料结构设计技术

针对未来可重复使用航天器需求,本文首先简要分析了国外典型重复使用航天器耐高温复合材料结构设计技术应用进展与特点,包括美国X系列、追梦者飞行器。然后从结构选材、设计和分析等方面,论述了可重复使用航天器大量应用先进耐高温树脂基复合材料整体结构相关的主要工程技术现状和发展方向,从工程应用角度为未来可重复使用航天器结构研制提供理论分析。最后介绍了未来需开展的可重复使用航天器耐高温复合材料结构设计技术重点研究内容。

金刚石/纳米氧化铝陶瓷复合材料高温高压合成物相结构分析

以正硅酸乙酯(TEOS)为反应前驱体,采用溶胶-凝胶法在金刚石微粉(粒度0.1~4μm)表面包覆一层非晶纳米氧化硅膜层,同时在覆膜层中加入纳米Si粉和纳米Al_(2)O_(3)粉,制备出金刚石/纳米SiO_(2)/纳米Al_(2)O_(3)复合包覆体。采用高温高压(HTHP)技术,将复合包覆材料置于六面顶压机中,以压力5 GPa、温度1100℃~1700℃、保温20 min的条件制备了金刚石-氧化铝陶瓷烧结体。在高温高压合成过程中,纳米SiO_(2)从非晶态转变为晶态,原料纳米Al_(2)O_(3)中的γ-相、θ-相转变为稳定的α-相,同时,SiO_(2)和Al_(2)O_(3)之间形成了Al_(2)SiO_(5)(莫来石)相,由此,通过高温高压下反应原料的结构转变与复合,可以获得致密度良好的金刚石-氧化铝复合材料。

γ-TiAl基高温结构材料研究评述

-γTiAl基合金被认为是非常有前途的新型轻量化高温结构材料,在航空、航天、汽车等各领域具有广阔的应用前景。综述了-γTiAl基合金的研究进展,并提出了-γTiAl基合金的未来发展趋势。

TiAl和Mo_5Si_3金属间化合物基高温结构材料及其合金化研究

对比分析了TiAl和Mo_5Si_3金属间化合物的性能特点、应用前景和存在问题,并对这两种金属间化合物的合金化研究作了综述和展望。近来研究微量镁和镍在TiAl合金中的作用发现,微合金化可提高变形合金的热加工工艺性能和促进铸造合金组织的细化,是TiAl金属间化合物进一步合金化研究的重要方向。根据模量计算和常用合金元素在Mo_5Si_3相中溶解度的测定结果,讨论了以合金化韧化Mo_5Si_3化合物的潜力。

连续网状结构Ti_(2)AlN/TiAl复合材料的制备及力学性能

采用高温气体渗氮法将氮引入TiAl预合金粉末中,然后采用放电等离子烧结法制备具有连续网络增强相结构的Ti_(2)AlN/TiAl复合材料。结果表明,复合材料的硬度明显高于TiAl合金的硬度,并随着氮化时间的增加而增加。该强化效果是粉末渗氮引起的固溶体强化、具有高硬度和弹性模量的连续网状Ti_(2)AlN相以及位错密度增加协同作用的结果。同时,与TiAl合金相比,Ti_(2)AlN/TiAl复合材料的抗压强度降低,这与氮化后直接形成的一部分Ti_(2)AlN颗粒和过多的增强相含量有关。

轻质高温结构材料——γ-TiAl基合金的研究动向

γ-TiAl 基合金被认为是非常有前途的新型轻质高温结构材料,在航空航天、汽车等领域具有广阔的应用前景。简要介绍了γ-TiAl 基合金的研究概况,并从高铌合金化、复合化、纳米化等方面着重阐述了其今后的发展趋势。

金属/复合材料混合连接结构高温承载特性与失效行为研究

针对3种不同搭接板厚度的铝合金和碳纤维增强树脂(Carbon fiber reinforced polymers,CFRP)复合材料三钉螺栓连接结构,分别进行了常温(25℃)和高温(150℃)环境下的准静态拉伸力学性能测试。同时建立有限元三维模型,结合Hashin失效准则和渐进损伤准则进行数值模拟分析,获得了结构的高温承载特性与损伤演化规律。研究结果表明,对于D_(1)、D_(2)、D_(3)这3种不同铝合金厚度的连接结构,在150℃时的极限载荷试验值相对25℃分别降低6.63%、13.07%、8.48%,且常温环境下3种结构破坏模式分别为铝合金拉伸断裂、复合材料挤压失效、复合材料拉伸断裂,而在150℃高温环境下,3种结构损伤模式都为复合材料孔边的挤压剪切失效。

航空航天先进结构材料技术现状及发展趋势

先进材料技术是航空航天高新装备的发展先导,是支撑现代工业的关键基础技术,渗透到国防建设、国民经济和社会生活等方方面面,已成为世界各国争相发展的技术高地和国防重点。本文梳理分析航空航天先进结构材料近年来的技术现状及发展趋势,在高性能高分子材料及其复合材料、高温与特种金属结构材料、轻质高强金属及其复合材料、先进结构陶瓷及其复合材料四方面进行重点阐释,明确我国航空航天结构材料的研发与生产仍面临着跟踪研仿多、自主创新少、技术封锁严重、技术瓶颈亟待突破等困境。同时,本文对航空航天结构材料未来研究和发展提出展望,点明建立“产-学-研-用”完整技术体系的重要性。

TiAl金属间化合物高温结构材料研究的进展

金属间化合物是一种介于无机非金属陶瓷和金属之间的新型材料,它同时兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能。

沙戈荒环境下风电叶片中复合材料耐高温性能研究

风电叶片在沙戈荒环境服役过程中会遇到极端高温天气,叶片内腔无法散热会导致温度远高于大气环境温度,随着未来沙戈荒地区风力发电机组装机量不断增加,研究沙戈荒环境下风电叶片复合材料耐高温性能至关重要。对风电叶片蒙皮、梁帽、壳体所用复合材料在60℃下的力学性能变化情况进行了研究,为沙戈荒环境下的风电叶片材料的选择和设计提供参考。试验结果表明:60℃高温作用3 h后,蒙皮用层合板的拉伸和压缩性能退化程度高,拉伸强度和压缩强度下降率分别为23.9%、41%,但层合板的V形剪切强度下降率相对较低,为1.5%;梁帽用拉挤板的V形剪切强度下降率较高,为16.3%,拉挤板的拉伸强度和压缩强度下降率分别为3.3%、6.3%;壳体用PVC60泡沫和Balsa轻木夹芯复合材料的剪切强度分别下降31%、4.2%。

Nb相增塑核壳结构TiAl/Nb复合材料的制备及组织性能研究

针对传统γ-TiAl合金室温塑性低、难以满足工程化应用的难题,本文提出Nb相增塑核壳结构TiAl/Nb复合材料,系统研究了复合材料的制备工艺和力学性能。结果表明:在200 r/min转速下球磨120 h可实现细小Nb颗粒对大尺寸γ-TiAl雾化粉的完全包裹,随后在40 MPa下,1 200℃真空热压1 h可获得增塑相可控的致密核壳结构组织。制备的TiAl/Nb复合材料在室温下的屈服强度为971.5MPa,抗压强度为2 337.7 MPa,断裂应变为31.7%,表现出高强度和良好的塑性。这种强度和塑性的协同提高归因于延性β-Nb相促进了基体相之间的协调变形,提高了材料的整体持续变形能力。

光纤传感器对合金结构瞬态高温应变测量的适用性研究

高温下结构应变测量数据的重复性是判断测量结果有效性的前提和基础。文章采用石英灯辐射加热技术构建瞬态辐射加热环境,以薄壁平板型合金材料结构为测量对象,对光纤应变传感器在瞬态加热环境下应变测量数据的重复性进行实验研究,以确定其对合金材料瞬态高温下应变测量的适用性。结果表明:光纤传感器与K型热电偶的测温偏离量小于1.76%;在安装面加热状态,瞬态加热温升速率最高达到18℃/s,结构最高温度达到850℃,此温度下测得的结构件最大应变为9848.2με,3次实验测量数据的重复性优于1.42%;非安装面加热状态、结构温度650℃下的3次测量数据重复性为0.95%,且与安装面加热状态、相同温度下的测量数据平均值的相对差异仅为0.67%。综上说明,所采用的光纤应变传感器适用于石英灯瞬态辐射加热环境下合金结构件的应变测量。

Ti_2AlC/TiAl复合材料的高温氧化性能研究

利用放电等离子烧结(SPS)技术,原位制备Ti2AlC/TiAl和Ti2AlC/TiAl(Nb,B)复合材料,并研究其在900℃和1000℃的高温氧化性能。研究发现,掺加Nb,B后复合材料的抗氧化性能明显提高,1000℃氧化30h时氧化层厚度为50μm～60μm,未掺入Nb,B时其厚度约为170μm。在氧化层和复合材料交界处结构疏松出现许多孔洞,Nb原子在高温时向表面层富集使复合材料抗氧化性能提高,富Nb层的存在即可以阻挡氧原子的继续渗入,又可以作为扩散障,减少Kirkendall效应;加入B后,组织明显细化,氧化反应初始阶段氧化物的形核增多。

高温结构陶瓷基复合材料的研究现状与展望

概述了国外航空发动机用高温结构陶瓷基复合材料的研究与应用现状及发展趋势 ,分析了目前研究中存在的问题及其解决办法 ,确定了今后的研究目标与方向。

基于酚醛树脂的碳/碳复合材料在高温分解过程的微结构演变

采用热压成型方法制备碳／酚醛树脂预制体，再经高温碳化得到开气孔率为27％、密度约1．27g／cm^3并具有预期孔隙结构的碳／碳复合材料。研究了200～900℃预制体转化为碳／碳复合材料过程中，材料的密度、开气孔率、失重率、以及内部微观结构随温度的变化。分析了材料在高温分解过程中微观结构演变规律。结果表明，酚醛树脂主要在400～700℃大量分解，其分解速率约为其余温度范围的4倍，该温度范围失重率增加了14％、开气孔率增加了18％。在高于400℃时形成大量裂纹与孔隙，随着温度升高裂纹增多并进一步扩展，900℃碳化后形成一种连通的特征性微观裂缝网格模式。高温分解后碳／碳复合材料中总孔容约0．17cm^3／g，其中81％的孔隙半径在122．190～2．440um范围内。

ZrC_p/W复合材料的组织结构和高温强度

在２０００℃，２０ＭＰａ压力下于１．３×１０－３Ｐａ真空中热压烧结１ｈ制备了含２０％ＺｒＣ颗粒（体积分数）的钨基复合材料。组织观察表明：ＺｒＣ颗粒比较均匀分布于Ｗ基体中，ＺｒＣ颗粒阻碍了Ｗ晶粒的长大，也妨碍了材料的致密化；由于ＺｒＣｐ／Ｗ界面处存在Ｗ及Ｚｒ元素的互扩散，得到了强的界面结合；部分Ｗ原子扩散到ＺｒＣ点阵中，形成了（Ｚｒ，Ｗ）Ｃ固溶体；随着温度提高，复合材料的抗弯强度逐渐提高，在８００℃达到最大值１０７４ＭＰａ，比室温强度７６２ＭＰａ提高４１％，而后又随温度继续上升而下降。ＺｒＣｐ／Ｗ复合材料这种好的高温强度主要是由于Ｗ基体随温度上升发生了由脆性到塑性的转变，使ＺｒＣ颗粒增强效果在高温得以充分发挥；位错强化、载荷传递和裂纹钉扎是ＺｒＣｐ／Ｗ复合材料的高温强化机理。

碳热还原温度对耐高温纤维增强碳化硅多孔材料组织结构的影响（英文）

本研究目的是开发一种耐高温纤维增强碳化硅多孔块状材料.以纤维增强间苯二酚-甲醛/氧化硅复合气凝胶为前驱体,经过1 300～1 500℃碳热还原制备了纤维增强碳化硅多孔材料.采用XRD、SEM、TEM、氮气吸附孔结构分析仪和压汞仪对纤维增强碳化硅多孔材料的物相组成、微观形貌和孔结构进行了表征,结果表明：纤维增强碳化硅多孔材料由β-SiC和莫来石纤维组成,随着碳热还原温度的升高,样品中的SiC纳米晶颗粒团聚成大块,最终在1 500℃生成SiC晶须,升高碳热还原温度会导致样品中大孔的增多和纳米孔的消失以及比表面积的降低.热分析结果表明纤维增强碳化硅多孔材料在空气中的耐温性高达1 300℃.纤维增强碳化硅多孔材料的密度为0.330～0.345 g·cm^-3,孔隙率在89％以上,室温下热导率为0.06～0.07 W· m^-1·K^-1.