航空航天用钛合金表面工程技术研究进展

钛合金以其高比强度、低密度等优点,被广泛应用于航空航天零件中。然而,钛合金也存在硬度低、耐磨性差、高温氧化抗力差等弱点,表面应力集中敏感导致的疲劳问题也较突出,需利用表面工程技术克服磨损、腐蚀和疲劳3大问题。介绍了近10年来钛合金耐磨涂层、抗氧化涂层与抗疲劳表面改性技术的研究进展,并对技术发展趋势进行了展望,为表面工程技术的科研和工程人员提供参考。

航空发动机新型热障涂层研究进展

随着航空发动机使用环境要求不断提升,现有热障涂层技术在热物理性能和热稳定方面难以满足现代航空发动机的发展需求。本文介绍了热障涂层制备工艺,热障涂层材料的设计和选择,以及热障涂层的失效机理;归纳了热障涂层新型材料在材料热物理性能及材料稳定性方面的研究进展。指出了后续航空发动机新型热障涂层的发展趋势,为后续研究提供了方向。

稀土硅酸盐环境障涂层研究进展

陶瓷基复合材料凭借耐高温、低密度、高温力学性能优异等特性,成为高性能航空发动机热端部件的理想材料。然而,在发动机服役环境下,陶瓷基复合材料面临严重的水汽腐蚀问题,必须在其表面涂覆环境障涂层以延长使用寿命。稀土硅酸盐因具有与基体适配的热膨胀系数、优异的抗水氧腐蚀性能和高温稳定性,是新一代环境障涂层的主要候选材料。本文综述了稀土硅酸盐的特性、制备技术与典型服役性能,重点讨论了稀土硅酸盐分类、热/物理特性以及高温腐蚀过程中的损伤机制和失效机理。最后,提出了多组元稀土硅酸盐高熵化设计以及新型热/环境障涂层体系设计的研究方向,以期为稀土硅酸盐材料的进一步应用提供有益参考。

2.5D机织复合材料悬臂梁振动疲劳实验与有限元模拟

2.5D机织碳纤维增强树脂基复合材料以其在力学性能和复杂构件成型两方面的综合优势,在大涵道比商用涡扇发动机风扇叶片方面具有巨大的应用前景。对发动机风扇叶片来说,振动疲劳是一种不可忽视的工况条件,目前2.5D机织复合材料振动疲劳方面的实验与数值预测模型十分有限。本工作针对一种模拟发动机叶片根部的2.5D机织复合材料悬臂梁结构,建立一阶弯曲振动疲劳行为模拟的多尺度模型,并基于固定周期跳跃的疲劳加载模拟方法,结合主导疲劳失效机制的损伤萌生准则和疲劳刚度退化模型,开展2.5D机织复合材料经、纬向试件振动疲劳实验过程的模拟。基于建立的多尺度模型分析试件危险部位单胞内的应力场,预测经、纬向试件振动疲劳实验后的损伤状态。数值模拟结果与实验后的断口形貌观测结果吻合,验证了本工作提出的2.5D机织复合材料振动疲劳多尺度预测模型的有效性。基于提出的振动疲劳多尺度预测模型,对随着疲劳加载次数累积经向试件工作段单胞内的损伤状态进行了仿真,揭示了2.5D机织复合材料振动疲劳损伤的演化机理。

不同氧化温度下涂覆BN涂层SiC纤维的微观结构及性能研究

通过化学气相渗透(CVI)工艺在典型国产SiC纤维表面沉积BN涂层,并在800~1200℃的氧化环境下处理1 h。对涂覆BN涂层的SiC纤维氧化后的形貌、结构以及成分进行表征,通过单丝拉伸强度评价涂覆BN涂层的SiC纤维氧化后的性能变化。结果表明,氧化温度低于1000℃时,BN涂层及其氧化物层能够有效阻止O_(2)对内部SiC纤维的侵蚀,高于此温度时,SiC纤维被氧化。随着氧化温度的升高,涂覆BN涂层的SiC纤维表面氧化物经历α-B_(2)O_(3)→SiC x O y→非晶SiO_(2)的历程。涂覆BN涂层的SiC纤维单丝拉伸强度随着温度的升高呈衰减趋势,且BN涂层直接暴露在氧化环境下反而降低SiC纤维的抗氧化能力。纤维断裂的失效源先由BN涂层缺陷过渡为B_(2)O_(3)氧化层缺陷最终演变为SiO_(2)氧化层气孔缺陷。

喷丸强化对FGH96粉末高温合金疲劳性能应力集中敏感性的影响

为研究喷丸强化对FGH96粉末高温合金疲劳性能应力集中敏感性的影响,采用不同强度陶瓷丸喷丸强化对合金磨削表面进行了表面处理,并研究了疲劳性能和表面完整性状态。研究结果表明:在650℃下,当应力集中系数由Kt=1提高到Kt=1.7时,FGH96合金磨削状态疲劳极限由583MPa下降到465MPa;经过大强度喷丸强化后,Kt=1.7疲劳极限回复到530MPa;小强度喷丸强化对Kt=1.7疲劳极限无增益作用。大强度喷丸强化消除了加工刀痕,表面粗糙度略有增大,引入了深度达到100μm的残余应力场,在600MPa下疲劳源萌生于次表层,呈单源疲劳模式;小强度喷丸强化无法消除加工刀痕,在600MPa下疲劳源萌生于表层,呈多源疲劳模式。结果证明适宜的喷丸强化工艺可以缓解结构应力集中对粉末合金疲劳性能的削弱。

界面层对CVI-mini SiC_(f)/SiC复合材料力学性能的影响

利用化学气相渗透法(CVI)在束丝SiC纤维表面沉积BN和BN/SiC两种界面层,并将其制备成mini碳化硅复合材料。应用扫描电镜(SEM)观察了界面层和mini复材的表面和断口形貌,应用原子力显微镜(AFM)表征了界面层的表面粗糙度。采用X射线衍射(XRD)和透射电镜(TEM)对界面层结构进行表征,利用电子万能试验机对mini复材的拉伸性能进行分析。结果表明,CVI方法制备的BN表面光滑,为层状-岛状生长,与基体结合较弱,其mini复材拉伸强度为970 MPa。热处理后的BN结晶度增强,表面粗糙度增大,与基体的结合略微增强,其mini复材拉伸强度有所提升,为1050 MPa。BN/SiC界面层表面粗糙,为岛状生长,与基体的结合较强,其mini拉伸强度最高,为1720 MPa。

孔挤压芯棒导端角对TC17钛合金孔结构表面完整性及疲劳性能的影响

针对TC17钛合金,研究芯棒导端角对孔结构挤压强化效果的影响,表征不同导端角工艺参数下的孔挤压强化后的表面完整性,测试原始及强化试样的高温低周疲劳寿命,分析疲劳断口的形貌特征。结果表明:芯棒导端角对挤压后表面粗糙度有显著影响,挤压过程中孔壁表层金属塑性流动不均匀导致挤压后孔壁残余应力分布不均匀,挤压出口端残余应力幅值最大,且挤压后孔壁具有一定深度的残余压应力梯度场。芯棒过盈量一定时,随着芯棒后导端角的增大,疲劳寿命增大,后导端角为8°时,强化后中值疲劳寿命增益可达1.74倍,强化效果最好,其最小循环寿命为16331次,高于原始试样的最长循环寿命(13965次)。强化后,不同导端角的裂纹起源均由孔壁中部多源型转变为挤压进口端单源起裂特征。

SiC晶须增强SiC_(f)/SiC复合材料的力学性能

以连续SiC纤维为增强体,采用前驱体浸渍裂解工艺,在复合材料基体中引入SiC晶须制备出多级增强的SiC_(f)/SiC-SiC_(w)复合材料,并采用化学气相渗透工艺在SiC晶须表面制备BN界面层,研究了SiC晶须及其表面BN界面层对复合材料的性能影响。结果表明:在复合材料中引入SiC晶须后,由于晶须的拔出、桥连及裂纹偏转等作用增加了裂纹在基体中传递时的能量消耗,使SiC_(f)/SiC复合材料的压缩强度有明显提高,当引入体积分数为20%的SiC晶须时,复合材料压缩强度提高了22.6%,可达673.9 MPa。通过化学气相渗透工艺在SiC晶须表面制备BN界面层后,复合材料的拉伸强度、弯曲强度和断裂韧度分别为414.0,800.3 MPa和22.2 MPa·m^(1/2),较SiC晶须表面无界面层时分别提高了13.9%,8.8%和19.0%。

PIP工艺制备SiC晶须增强SiC_(f)/SiC复合材料的性能

以不同界面层厚度的SiC纤维为增强相,采用先驱体浸渍裂解工艺(PIP)制备SiC_(f)(PyC)/SiC复合材料,并在复合材料基体中引入SiC晶须,对其性能进行研究。结果表明:热解碳(PyC)界面层厚度约为230 nm时,SiC纤维拔出明显,SiC_(f)/SiC复合材料拉伸强度、弯曲强度和断裂韧度分别达到192.3 MPa、446.9 MPa和11.4 MPa•m^(1/2);在SiC_(f)/SiC复合材料基体中引入SiC晶须后,晶须的拔出、桥连及裂纹偏转等增韧机制增加了裂纹在基体中传递时的能量消耗,使复合材料的断裂韧度和弯曲强度分别提高了22.9%和9.1%。

中温时效对喷丸单晶合金组织与疲劳性能的影响

单晶合金零件喷丸后的工序里存在中温时效过程,将对喷丸表层组织和性能产生影响。采用扫描电镜、截面硬度梯度等方法研究一种中温时效方法对DD5单晶合金组织状态的影响,对比原始、喷丸和喷丸+中温时效后单晶合金旋转弯曲疲劳性能。结果表明,喷丸使得DD5单晶合金的立方化组织发生剧烈形变,中温时效后剧烈形变组织发生一定的回复,但仍保留了喷丸形变组织特征,原先喷丸硬化层深度由喷丸状态的270μm减小到180μm,表面硬度略上升3.9%。喷丸+中温时效后,相比磨削状态DD5单晶缺口旋弯试样500 MPa/650℃中值疲劳寿命估计量提高8.29倍,最短寿命(3.58×10^(5)周次)高于原始试样的最长寿命(2.84×10^(5)周次),仍然实现强化,但疲劳寿命分散度增大,同时喷丸+中温时效后试样疲劳极限较磨削提高11.2%。

喷丸对单晶合金中温疲劳性能的强化机制

为研究喷丸对单晶合金中温疲劳性能的强化机制,采用陶瓷弹丸对单晶合金进行喷丸强化,研究了喷丸单晶合金表面形貌、截面微观组织、铸造微孔和650℃旋转弯曲疲劳性能,并观察了疲劳断口。结果表明:喷丸强化后650℃/Kt=1.7和650℃/Kt=3旋转弯曲疲劳极限分别提高21.3%和12.7%。首先,喷丸强化消除了表面尖锐的加工痕迹,形成了圆滑弹坑,将表面应力集中系数由1.44降低到1.38,这是表面形貌优化机制。其次,喷丸单晶合金表面形成最表面的严重塑性形变层–次表面的线型形变层–里层的小塑性形变层–基体梯度塑性形变层。形变层最表面硬度较基体提高42%,是形变强化机制。此外,在交变载荷下,2~10μm的铸造微孔成为疲劳裂纹源;喷丸强化后铸造孔洞闭合或椭圆化,减小了孔洞位置的应力集中,喷丸对铸造孔洞的形变作用是第3个疲劳强化机制。

正交铺层PIP-SiC_(f)/SiC复合材料的水淬失效行为

铺层方式是影响预浸料铺贴工艺制备SiC_(f)/SiC复合材料抗热震性能的关键因素之一。以先驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备的SiC_(f)/SiC复合材料为研究对象,基于内聚力模型,对不同正交铺层方式的方形试样开展1200℃高温水淬实验及有限元仿真研究。结果表明:水淬过程中试样表面温度急剧下降,芯部与表面存在较大温差,顶角与芯部温差最高可达1077℃,导致复合材料的主要失效模式为层间开裂和基体开裂,且试样层间开裂位置与铺层方式有关。由模拟结果可知,由于正交铺层方式的不同,试样的层间开裂位移也存在显著差异:[0/90]与[0/90/0]两种铺层方式层间主裂纹开裂位移约为0.61 mm,而[0/0/90/90]铺层主开裂位移仅为0.04 mm。此外,随着水淬时间的增加,层间主裂纹开裂位移逐渐增大,而次裂纹在开裂后逐渐发生闭合现象。

虫胶清理技术国内外研究进展及在直升机上的应用

虫胶在人类生活中无处不在,易附着在直升机、汽车等表面,难以清除,并带来腐蚀等问题,为此研究者开展了相关研究工作,并得到了诸多行之有效的虫胶清理方法,例如有机溶剂法、水基清洗法、激光脉冲法、机械法、生物酶解法以及主动防护与快速清洁相结合等多种方式。针对这些方法的适用范围、清理效果、优缺点等研究现状进行了分析和总结。直升机在飞行中经常面临飞越丛林的服役或作战环境,易遭遇飞虫撞击,为尽量降低直升机在此类环境中虫胶黏附对视线和机体结构的影响,提高虫胶清理能力,针对直升机的特殊需求和难点进行分析,给出了当前方法在虫胶清理领域以及在直升机应用的趋势、可行性以及建议。

激光冲击/机械喷丸复合强化对TC4钛合金外物损伤疲劳性能的影响

针对航空发动机叶片前缘外物损伤(foregin object damage,FOD)后疲劳性能严重下降的问题,采用激光冲击/机械喷丸复合强化对TC4钛合金薄壁试样进行表面处理。采用X射线衍射测量复合强化前后试样表面残余应力梯度分布;通过硬度计预制不同形状的凹坑在试样表面引入FOD,利用电磁振动台测试处理前后TC4钛合金薄壁试样的高周一阶振动疲劳寿命;通过扫描电镜分析疲劳断口形貌;采用有限元动力学数值仿真模拟FOD前后试样表面残余应力分布演化规律,揭示了复合强化层对FOD缺口疲劳性能的影响机制。结果表明:相比未强化的FOD和无FOD试样,复合强化FOD试样的平均疲劳寿命分别提高了370%和60%;复合强化后试样表层形成的深层残余压应力场(厚度500μm)是提高FOD试样疲劳寿命的重要原因。

BN和BN/SiC涂层对SiC纤维单丝拉伸性能的影响及其失效行为

采用化学气相渗透(CVI)工艺在两种国产典型SiC纤维表面沉积了BN和BN/SiC涂层,并对涂层的成分进行分析。利用Weibull分布评价SiC纤维的单丝拉伸强度,研究了沉积涂层前后纤维的拉伸断裂失效行为。结果表明,合适厚度(15 nm)的富碳层能够弥合SiC纤维表面的缺陷,减少纤维从表面开始失效的可能。采用CVI工艺制备的涂层厚度均匀,成分稳定;沉积BN和BN/SiC涂层后,两种SiC纤维的拉伸强度和弹性模量下降。BN涂层亦可修复纤维的表面缺陷,使纤维强度分布趋于集中。与无涂层纤维不同的是,沉积涂层后纤维拉伸断裂失效源分别为BN和SiC涂层的表面缺陷。

等离子喷涂工艺参数对BSAS基可磨耗环境障涂层组织性能影响

为满足陶瓷基复合材料表面可磨耗环境障一体化涂层的需求,采用大气等离子喷涂技术制备BSAS+聚酯(BSAS+P)涂层,研究喷涂工艺参数对涂层组织性能的影响。结果表明:涂层为典型的层状结构,内部存在一定数量的孔洞和微裂纹;在一定范围内,提高喷涂电流、氢气流量和载气流量,有利于提高粉末颗粒熔化程度,使其在基体表面平铺变形效果好,所得涂层具有合适的孔隙率和表面硬度。等离子喷涂BSAS+P涂层最佳工艺参数为:喷涂电流550A、氩气流量40NLPM、氢气流量10NLPM、载气流量2.5NLPM,得到涂层孔隙率为13.7%,表面硬度为64.7HR45Y。采用上述工艺参数制得的涂层,与基体结合强度较高,并且在1000℃下与Si3N4球间的平均摩擦系数为1.2,具有较好的可磨耗性能。

铣削和喷丸工艺对TC4钛合金残余应力和半高宽的影响

采用X射线衍射法研究了TC4钛合金铣削及铣削加喷丸状态的残余应力场和半高宽分布。结果显示:铣削加工的TC4钛合金残余应力场和半高宽分布受到刀具的切削作用和接触塑性形变作用的共同影响;切削线速率越大,切削作用越强,则压缩残余应力和深度越小,线速率对表面半高宽影响不大;切削深度越大,塑性形变作用越强,使得残余应力分布越复杂,表面半高宽越大;喷丸强化引入了倒钩型残余应力场,最大残余压应力接近屈服强度,喷丸强化引起的塑性形变层深度大于铣削加工的,使喷丸强化前不同铣削加工的残余应力状态近一致化。

喷丸对DD412单晶高温合金表面完整性和疲劳性能的影响

为提高涡轮叶片榫头的疲劳性能,研究了喷丸对DD412单晶合金表面完整性和高温疲劳性能的影响规律。采用白光干涉仪、粗糙度仪、显微硬度计、扫描电镜、透射电镜等分别对喷丸前后的表面形貌、粗糙度、硬度梯度、微观组织进行表征,并采用旋弯疲劳试验机测试高温疲劳寿命和极限。结果表明:喷丸后,表面磨削刀痕被消除,显著降低表面微观应力集中系数;试样表层组织发生剧烈塑性变形,并形成深度约0.10~0.32 mm的硬化层。相比未喷丸试样,优化工艺喷丸试样在600℃/500 MPa条件下的旋弯中值疲劳寿命提高21.7倍以上,在600℃下的中值疲劳极限提高了17.3%。经分析认为,喷丸对表面完整性的优化是DD412合金高温疲劳性能提升的主要原因。

孔挤压强化工艺参数对GH4169高温合金疲劳寿命影响分析

为探究孔挤压强化工艺参数对镍基高温合金GH4169低周疲劳寿命的影响规律,首先建立了经试验验证的孔挤压强化后GH4169带孔平板低周疲劳寿命模型,在此基础上研究了600℃、820MPa、应力比0.1条件下挤压量、前导角、后导角、摩擦因数、芯棒材料等典型工艺参数对孔挤压强化后疲劳寿命的影响规律。结果表明:提高挤压量能明显提升疲劳寿命,但过大的挤压量会导致疲劳寿命下降;增加前导角有助于改善挤入面疲劳寿命;后导角对疲劳寿命没有影响;摩擦因数的提高会对孔挤压强化效益产生负面影响;芯棒材料的屈服强度应大于被挤压材料。