ZL114A铝合金本构关系与失效准则参数的确定

针对航空发动机机匣材料ZL114A铝合金,构建描述该材料在较大温度范围下大变形及失效行为的材料模型。通过万能试验机及分离式霍普金森压杆试验装置测试ZL114A铝合金在常温准静态、高温和高应变率下的力学性能,分析温度和应变率对材料流动应力的影响。采用有限元程序和优化算法反求25~375℃内材料的硬化参数,结合高应变率(1310~5964 s^(-1))下材料的动态行为关系,构建包含塑性应变、温度及应变率的经验型本构模型。开展缺口拉伸、缺口压缩等试验并建立相对应的有限元模型,获取材料在不同应力三轴度下的失效应变,标定分段形式的Johnson-Cook(J-C)失效准则参数。通过不同温度下的平板侵彻试验和数值模拟验证失效准则及其参数的有效性。结果表明,ZL114A铝合金具有明显的应变硬化、温度软化及高应变率强化特性;具有应力饱和特征的Hockett-Sherby(HS)硬化模型较为准确地描述材料大变形下的力学行为;构建的材料本构关系可以描述ZL114A铝合金在大应变、宽温度、高应变率下的力学行为;分段形式的失效准则具有预测不同温度下材料失效行为的能力。

自然停放时间对低压铸造ZL114A合金力学性能的影响

对低压铸造ZL114A铝合金先进行(540±5)℃×14.5 h固溶处理,再进行不同时间(1~8215 h)的自然时效处理,然后对自然停放1~100 h的试验合金进行(170±5)℃×4 h人工时效处理,研究了自然时效过程中合金硬度的变化以及停放时间对人工时效后合金力学性能的影响规律。结果表明:在自然时效过程中,试验合金的硬度整体呈增大趋势,时效8215 h时达到91.8 HBW,低于人工时效的110 HBW。随着停放时间的延长,人工时效后试验合金的抗拉强度和屈服强度先升高,在停放10 h时达到峰值,分别为355.0,303.3 MPa,随后降低,在停放50 h时降至最低值,分别为336.7,261.7 MPa,随后又有所升高。断后伸长率的变化规律与强度的变化规律相反。在自然停放过程中由于形核驱动力低,试验合金中形成界面能较低的pre-β″相,在人工时效过程中形成强化效果更为明显的β″相,这是强度在停放10 h内升高的原因;而后强度降低的主要原因为不稳定溶质原子偏聚区(GP区)在人工时效时发生了重溶;当停放时间超过50 h后,GP区长大到了稳定的晶核尺寸,在人工时效处理时不会发生重溶,强度回升。

一种ZL114A薄壁锥壳铸件的铸造工艺研究

某薄壁锥形壳体铸件为航空飞行器前端重要装置组件,为ZL114A高强度铝合金铸件。因产品为半封闭结构,铸造时易出现内部质量问题,为了保证产品各项指标满足要求,采用差压铸造结合计算机仿真模拟分析,开展了对该铸件的铸造工艺研究,研究过程中发现锥顶三角区域在凝固时易出现缩松缺陷,结合仿真模拟对铸件凝固成形工艺进行了浇注系统的调整、增设冷铁等改进,消除了缩松倾向,完成了生产试制。铸件内部质量满足Ⅰ类件要求,附铸试棒平均抗拉强度、屈服强度、伸长率分别为364.67 MPa、306 MPa、7.5%,满足各项技术指标要求。

基于ProCAST的ZL114A尾段壳体凝固成形数值模拟与工艺优化

目的针对ZL114A尾段壳体研制需求,利用低压充型液态成形工艺与数值仿真计算,预测疏松缺陷分布位置及严重程度,通过改进工艺来减少疏松缺陷,进而提高生产合格率。方法基于ProCAST软件对ZL114A尾段壳体低压充型凝固过程进行仿真计算,分析充型凝固过程中的流动场与温度场分布、充型时间、流动长度与凝固时间,预测疏松缺陷分布位置及严重程度,结合枝晶相干点双电偶热分析法测试结果,对低压充型工艺进行设计优化。结果由尾段壳体凝固疏松缺陷的仿真计算结果与枝晶相干点温度测试结果可知,低压充型增压速度得到提高,保压时间有所延长,对安装凸台冷铁材质与厚度进行设计优化后,疏松缺陷得到显著改善。结论通过数值仿真计算指导了铸造工艺设计,制备得到了满足技术指标要求的ZL114A尾段壳体。

ZL114A合金密封套熔模铸造工艺优化

利用Procast软件对ZL114A合金密封套熔模铸造工艺进行了数值模拟,在铸件法兰及中间薄壁区域发现疏松缺陷,通过工艺试验,证明了数值模拟结果准确性。分析了缺陷产生的原因,并在第一版铸造工艺基础上,采取风冷措施达到铸件快速凝固目的。数值模拟和实际生产结果表明,铸件缺陷完全消除,能够满足使用要求。

低温预时效对ZL114A合金微观组织和力学性能的影响

研究了预时效温度和时间对ZL114A合金微观组织和力学性能的影响。结果表明:低温预时效温度和时间对ZL114A合金的组织有着一定影响,预时效工艺为110℃×2 h的合金组织中α-Al枝晶细化,共晶硅相呈细小的颗粒状均匀弥散地分布于枝晶和二次枝晶间。低温预时效温度和时间对ZL114A合金的各项力学性能有一定的影响,预时效工艺为110℃×1 h的ZL114A合金抗拉强度最大,达到331.7 MPa,伸长率最好,达到11%。110℃×2 h预时效工艺的ZL114A合金屈服强度最大,为266 MPa,较未预时效处理合金的屈服强度提高了65 MPa,提升幅度为32%,将低温预时效与正常热处理工艺相配合,可有效提高ZL114A合金的质量和生产效率。

热处理工艺对电弧增材制造ZL114A铝合金耐蚀性能的影响

为了研究热处理工艺对电弧增材制造ZL114A铝合金耐蚀行为的影响,采用光学显微镜和附带能谱仪的扫描电子显微镜分析了第二相的形貌及成分,并采用电化学工作站测试了铝合金的腐蚀行为.结果表明:经过固溶和时效处理后,ZL114A铝合金的组织主要由α-(Al)基体、共晶Si和Mg 2Si相组成.当在540℃固溶处理时,随着固溶时间从2 h增加到14 h,合金中共晶硅相逐渐转变为球状.经过14 h的固溶处理后,合金表现出很强的钝化能力.合金经过时效处理后,随着时效时间从4 h增加到12 h,晶内析出的共晶硅和Mg 2Si相数量逐渐增多,合金耐蚀性能降低.

铝硅合金ZL114A车削表面质量和刀具磨损实验研究

航空铝硅合金结构件的切削表面质量影响其服役性能。切削参数对表面质量的形成具有强相关性,可通过调控切削参数改善工件表面质量。采用单因素实验法对铝硅合金ZL114A试件进行车削加工,观测试件表面粗糙度、表面残余应力、表面形貌和刀具磨损,并结合切削力和切削温度,探究切削参数和刀尖圆弧半径对试件表面质量和刀具磨损的影响规律。结果表明,铝硅合金ZL114A的表面粗糙度对车削深度的变化最敏感;加工表面残余应力为压应力,且对刀尖圆弧半径的变化最敏感;试样表面出现明显的刀痕,同时伴随有犁沟出现;主轴转速的变化对刀具磨损影响最大。

Sc和Zr联合添加对ZL114A合金组织和力学性能的影响

利用偏光显微镜、差示扫描量热仪(DSC)、扫描电镜(SEM)和维氏硬度仪研究了Sc和Zr联合添加对ZL114A合金组织和力学性能的影响。结果表明,对于利用Al-Ti-B细化晶粒的ZL114A合金,联合添加Sc和Zr后,初生α-Al晶粒的形核温度由619.2℃升至621.6℃,且其核心数量增多,形核更容易,晶粒进一步细化,晶粒尺寸由319.2μm减至287.8μm,减小了9.8%。联合添加Sc和Zr对ZL114A合金共晶Si几乎无影响,ZL114A+Sc+Zr合金力学性能变化主要归因于初生α-Al晶粒尺寸变化。联合添加Sc和Zr后,由于晶粒细化,ZL114A合金的硬度提高。

ZL114A和6061异种铝合金激光焊接工艺及接头显微组织和力学性能研究

针对厚5 mm的ZL114A铝合金和6061铝合金进行了激光焊接正交试验,研究了激光焊接参数对接头显微组织和力学性能的影响。结果显示,激光焊接参数对焊接接头强度影响程度大小顺序为:激光焊接功率>离焦量>焊接速度;当激光焊接功率3 kW、焊接速度16 mm/s、离焦量-3 mm时可获得较好焊接接头性能,接头平均抗拉强度为208.03 MPa,分别为ZL114A和6061铝合金抗拉强度的64.14%和65.60%;接头延伸率为5.16%,分别为ZL114A和6061铝合金延伸率的41.38%和33.70%;焊接接头拉伸断裂形式为脆-韧混合型断裂。

ZL114A铝合金电弧-激光微铸锻复合增材制造组织与力学性能研究

对ZL114A铝合金进行电弧-激光自由熔积和电弧-激光微铸锻复合增材成形实验,探究工艺条件对该铝合金的冶金缺陷、显微组织、力学性能和断口SEM形貌的影响机理。结果表明:电弧-激光微铸锻增材成形工艺能明显抑制成形过程中气孔的产生,显微组织更加细小、均匀,共晶硅在晶间弥散分布;与电弧-激光自由熔积工艺相比,熔积扫描方向、熔积增高方向的拉伸强度、塑性、布氏硬度均提高;两种工艺的试样拉伸断口形貌均为细小的等轴韧窝,但电弧-激光微铸锻工艺的拉伸断面微型气孔缺陷更少。

激光沉积制造SiC/ZL114A复合材料组织及力学性能研究

为了提高铝基复合材料送粉式激光沉积制造成形工艺,本文开展了SiC/ZL114A铝基复合材料的激光沉积制备研究。采用光学显微镜、电子万能试验机对复合材料的组织及力学性能进行分析,研究了激光沉积工艺参数和SiC颗粒含量对显微组织及拉伸性能的影响。结果表明:复合材料的组织由ZL114A基体组织和SiC颗粒组成,随着激光功率密度的增加,沉积层中部的SiC含量增多,但表面的SiC含量减少。经多道多层沉积后,使SiC颗粒重新分布,SiC颗粒在沉积层中分布均匀;当SiC颗粒含量为10%时,材料的强度最高,随SiC颗粒含量的增加,SiC/ZL114A复合材料的强度和塑性持续下降。本文可促进铝基复合材料在航空航天等复杂领域的应用。

金属型铸造中Sb对重力浇铸ZL114A合金组织的影响

利用偏光显微镜、扫描电子显微镜和透射电子显微镜研究了金属型铸造条件下Sb对重力浇铸ZL114A合金组织的影响。结果表明,金属型铸造条件下,在ZL114A合金中添加Sb后,其初生α-Al晶粒的尺寸和形貌没有变化,共晶相(包括共晶α-Al和共晶Si)的体积分数减少,共晶Si被变质,铸态合金中的共晶Si变短但没有出现明显的分枝,热处理之后共晶Si更短、球化程度更高,其变质机理为共晶Si的形核核心增加。

某型飞机ZL114A铝合金支架断裂失效分析

针对某型飞机ZL114A铝合金支架开裂的现象,主要采用了化学成分分析、断口分析、组织分析、力学性能测试等方法,分析了其开裂原因。结果表明:铝合金支架的化学成分符合HB962—2001要求,强度、硬度均符合标准,而塑性不达标。经过分析,认为开裂是由于铸造过程中未进行有效变质处理,导致在铸造过程中生成了粗大的针状相,从而降低了材料的塑性,在拆卸时受到一次性较大冲击载荷时,在轴孔受力部位形成裂纹。

ZL114A导弹舱体低压铸造工艺与组织性能研究

采用Pro-CAST仿真计算软件对ZL114A导弹舱体充型流动场、凝固温度场与疏松分布进行了计算分析,充型和凝固总时长分别为9.24 s与2 788.54 s,提高浇注温度和充型增压压力至720℃与15 kPa后,改善了合金熔体的成形流动性能与压力补缩效果,疏松分布显著减少。附铸试样T6态平均抗拉强度、屈服强度、伸长率与弹性模量分别为351 MPa、284 MPa、10.0%与70.4 GPa,本体试样平均抗拉强度、屈服强度、伸长率与布氏硬度分别为343 MPa、280 MPa、8.4%与HBS116,对应离散系数CV分别为1.5%、3.1%、5.4%与3.5%,径向和高向凝固收缩率调整为1.05%与0.90%后,导弹舱体内腔尺寸精度达到HB 6103—2004 CT8级。铸态组织主要由α-Al基体、(α-Al+Si)共晶体、Mg_(2)Si相与Al_(3)Ti相等组成,顶端区域、中部区域与底部区域α-Al基体平均晶粒直径各为96.8μm、112.9μm与117.6μm,T6热处理后铸态板边状与多边块状共晶硅相形貌转变为球状或短粗棒条状,硅相长宽比由11.1降至2.0,断口表面可观察到大量的微观韧窝,材料断裂机制为韧窝断裂。

基于BP神经网络的切削ZL114A铝合金表面粗糙度预测

该文针对铝合金ZL114A铣削加工中切削参数选择不合理的问题,搭建铣削加工试验系统,对铝合金ZL114A进行铣削试验。采用正交试验法,研究切削速度、切削深度和进给量对铝合金ZL114A表面粗糙度的影响。并在该基础上建立BP神经网络模型,通过和真实试验数据进行对比,更好地预测加工零件的表面粗糙度。研究结果表明,建立的预测模型相对误差百分比均值小于6%,为加工生产提供了可靠依据。

ZL114A大型铝铸件焊缝的组织与性能

研究了ZL114A合金大型铸件熔化极气体保护焊 (MIG)焊补区域的组织与性能。金相观察表明 ,在靠近熔合线附近的热影响区内存在共晶复熔组织。焊补时 ,基体中Mg2 Si向复熔体扩散 ;远离熔合线的热影响区内 ,基体中固溶的Mg2 Si发生过时效 ,从而导致基体软化 ,显微硬度下降。T1处理时不能消除复熔共晶和基体软化 ,故热影响区的宏观力学性能降低 ,但降幅不到 10 %。

铸造铝合金ZL114A的热处理工艺

对铸造铝合金ZL114A开展热处理试验,研究了固溶温度、固溶时间、淬火水温、时效温度和时效时间等工艺参数对力学性能的影响,比较了铸态和固溶热处理后的组织变化,并优选出最佳的热处理工艺制度,540℃×14 h/水冷(55℃)+155℃×7.5 h/空冷,为后续的工业化生产提供了参考。

浇注工艺对金属型铸造ZL114合金力学性能的影响

ZL114合金具有很高的力学性能和很好的铸造性能,广泛的应用于航空航天以及民用工业领域。采用正交实验法,研究浇注温度、模具温度、变质处理温度和变质剂加入量等四个工艺参数对金属型铸造ZL114合金力学性能的影响。结果表明,影响其力学性能的主要工艺参数是浇注温度和变质处理温度,综合力学性能最佳的工艺参数是浇注温度为700℃,变质处理温度为720℃,变质剂加入量为1%和模具温度为250℃。

ZL114A合金旋转喷吹精炼工艺研究

采用旋转喷吹精炼工艺精炼ZL114A合金,通过选择设备不同的喷头转速、气体流量,确定了最佳的设备参数。研究了金属液中氢含量随精炼时间的变化规律,确定了ZL114A合金的旋转喷吹精炼工艺参数;比较了精炼前后镁含量的变化,并测试了旋转喷吹精炼后合金的性能。结果表明,采用旋转喷吹精炼工艺精炼前后镁含量的变化很小,合金熔体纯净度高,合金的性能较高。