GH871 合金的蠕变断裂机制

对采用AIM+ESR和VIM+ESR工艺冶炼的GH871合金在650 ℃的蠕变性能及特征的研究表明,与用AIM+ESR工艺冶炼的GH871合金相比,用VIM+ESR工艺冶炼的GH871合金在蠕变断裂过程中裂纹萌生的形式(包括裂纹形状及形成时间)和裂纹扩展至裂纹连接所需的时间均表现出明显韧化的特征.     

采用5V单电源供电的通信收发器LMS202E/LMS485及其应用

介绍了采用单5V电源工作的RS-232通信双收发器LMS202E和高速双向数据通信差分总线收发器LMS485的主要特性 ,给出了它们的典型应用电路。     

全封闭Ar气保护电渣重熔GH4169合金

上海五钢采用ALD 5t全封闭Ar气保护电渣重熔炉 ESR(Ar)冶炼了GH4 16 9合金锭 ,分析结果表明 ,ESR(Ar)电渣锭氧、硫含量和锭头尾碳、铝、钛之差远低于一般ESR工艺 ;VIM(真空感应熔炼 ) +ESR(Ar)工艺冶炼合金中平均氧含量 6× 10 - 6 远低于VIM +VAR(真空电弧重熔 )工艺冶炼合金中平均氧含量 13× 10 - 6 ,所以ESR(Ar)工艺脱氧效果优于VAR工艺     

航空发动机火焰探测器用GH747高温合金

研制出一种用于制造航空发动机火焰探测器的新型高温合金GH747.该合金的抗氧化性、高温组织稳定性等明显优于国外该部件所用合金,能够在1 200℃以上温度正常使用.在国内目前的高温抗氧化合金中,该合金不仅抗氧化性能极为优良,而且比重小、高温强度高、塑性好、材料成本低.因此,该合金在航空发动机制造领域具有非常好的应用前景.     

EC与~（99m）Tc－GH之间的配体交换反应动力学研究

实验表明，ＥＣ浓度与配体交换反应速度常数无关，体系的ｐＨ值对速度常数和９９ｍＴｃ－ＥＣ的标记率影响较大。测定并计算了不同ｐＨ值的交换反应速度常数。结果表明，为保证用配体交换法制备９９ｍｃ－ＥＣ时９９ｍｃ－ＥＣ的标记率大于９０％，体系的ｐＨ值必须≥８。     

冶炼工艺对GH871合金涡轮盘韧性的影响

研究了AIM ESR和VIM ESR两种冶炼工艺对GH871合金涡轮盘三种韧性指标的影响,结果表明:冶炼工艺对该合金在室温、650℃拉伸和缺口冲击韧性影响较小,采用VIM ESR冶炼工艺可以显著提高GH871合金在700℃拉伸韧性和I型裂纹平面应变的断裂韧性。     

变形参数对GH4742合金动态再结晶及γ′相的影响

 为了研究不同变形参数对锻态GH4742合金动态再结晶及γ′相的影响,利用单道次等温压缩试验获得了变形温度为1 050～1 150 ℃、变形量为30%～70%、变形速率为0.1 s-1时的真应力-真应变曲线,分析了不同变形参数下真应力-真应变曲线以及峰值应力的变化规律,同时采用SEM、EBSD对不同变形参数下动态再结晶过程中的亚结构以及γ′相进行了精细表征,定量计算了基体内的几何位错密度以及发生动态再结晶的比例,并测试了不同变形参数下基体的硬度。重点探讨了不同变形参数下动态再结晶的形核机制,深入分析了动态再结晶过程中亚结构以及γ′相的演变规律。结果表明,变形温度为1 080 ℃时,基体中存在大量未溶的一次γ′相,小角度晶界比例超过35%,基体发生动态再结晶比例小于35%,主要形核方式为连续动态再结晶。变形温度为1 110 ℃,一次γ′相尺寸减小并发生回溶,小角度晶界比例小于8%,基体发生动态再结晶比例超过75%,主要形核方式为不连续动态再结晶。随着变形量增加,一次γ′相尺寸增大、数量密度降低,小角度晶界比例显著下降,动态再结晶比例明显提高。低温变形时基体硬度随着变形量增加而显著增加,而高温变形时硬度先增加后逐渐趋于不变。GH4742合金变形温度为1 110 ℃时,变形量50%时已完成动态再结晶,组织为等轴的动态再结晶晶粒,基体硬度较低,为357HV,在此变形参数下加工具有良好的热成型性能。     

热连轧工艺对GH4648合金棒材组织与性能的影响

研究了连轧生产线生产的GH4648合金热轧棒材的组织与性能.采用热连轧过程的自动化控制系统调整棒材的轧制速度、保持稳定的终轧温度,从而获得晶粒组织均匀、α-Cr相形态与分布合理的热轧棒材.与传统的横列式轧机相比,工艺更稳定、可控,热轧棒材的组织稳定、性能提高.     

冷轧对GH4169合金组织与性能的影响

采用X射线衍射技术及透射电子显微镜研究了冷轧变形道次及不同变形量对GH4169合金中金属间化合物γ″相和δ相的分布，形貌，数量及性能的影响，结果表明：随着变形程度的增加，析出相由晶内和和晶界析出逐渐转变到形变带及位错墙处析出，γ″相的尺寸逐渐减小，γ″、δ相的析出含量以及材料的强度逐渐增加，双道次冷轧变形提高了δ相的含量，但降低了γ″相的析出量和材料的强度。     

某航空发动机第三级涡轮叶片失效分析

本文对某型号航空发动机GH4033第三级涡轮叶片榫头裂纹及断裂失效进行了分析,确定了失效模式为两类,第一类为蠕变疲劳裂纹,第二类为起始应力较大的高低周复合疲劳断裂.研究发现GH4033合金屈服强度偏低、晶界强化能力不足是叶片发生蠕变疲劳开裂的主要原因.而叶片的高低周复合疲劳断裂则主要与个别相邻叶片的叶冠间隙偏大引发的高振动弯曲应力及R处加工刀痕引发的应力集中有关.最后提出了预防叶片发生该类失效的措施.