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以激光快速成型FGH96粉末高温合金为研究对象,采用光学及扫描电子显微镜对沉积态与固溶时效后的显微组织结构进行表征,并分析微观组织与缺陷的特征及形成原因;对两种状态试样进行室温拉伸试验,对比二者的力学性能,并采用体式显微镜及扫描电子显微镜对断口进行观察,分析断裂特征。结果显示:激光快速成型FGH96沉积态组织主要为垂直于熔覆界面的柱状晶,晶内为细密树枝晶,碳化物聚集于枝晶间;重熔区内枝晶结构明显粗大,显示为白亮色;激光快速成型FGH96材料中的主要缺陷为微裂纹,沉积态微裂纹存在于枝晶间,并沿晶界扩展;固溶时效后为典型沿晶裂纹;固溶时效后,FGH96中碳化物减少,组织更加均匀,晶粒尺寸减小,力学性能较沉积态有所提高。 相似文献
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航空材料是航空装备发展的基础,航空材料及其构件从研发、制造、服役、维修到重大事故(故障)的失效分析等全寿命周期中,检测与表征技术起着关键性作用。本研究以问题与需求为导向,结合具体案例,阐述了航空材料及其构件在新材料研发、构件制造、产品服役与可靠性评估、重大事故(故障)的失效分析中,现有检测手段存在如不能无损地开展构件内部组织结构、残余应力等表征与评价方面的不足,以及航空材料在组织结构、残余应力等表征与评价中对于中子散射和同步辐射大科学装置技术的迫切需求,提出了发展航空中子应力谱仪、加强中子散射与同步辐射技术在航空材料中的技术开发与应用研究等建议。 相似文献
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使用扫描电子显微镜和光学显微镜对ZL101铝合金的显微组织、拉伸断口及断口剖面进行了观察分析,研究了其拉伸断裂特征。结果表明:ZL101铝合金的拉伸断口为准解理特征,可见第二相(硅共晶体和AlFeMnSi相)沿断口分布;裂纹在第二相粒子的尖锐和凹角处(即应力集中处)萌生,并沿第二相扩展,该过程会拉开(拉断)第二相粒子,并使横向粒子产生变形;韧窝特征是由脆性第二相被拉开后发生塑性变形产生;舌状花样是裂纹沿一定取向晶面扩展,并造成颗粒相变形产生;撕裂棱是裂纹扩展至两个以一定角度相交的第二相时,扩展方向发生较大改变产生。 相似文献
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介绍了舰载机点蚀、丝状腐蚀、晶间腐蚀、应力腐蚀和氢脆5种常见的腐蚀失效模式及其形成机理、失效现象与特征、影响因素等,列举了与设计、制造工艺、材料等因素相关的导致飞机构件腐蚀失效的典型案例,并根据案例的失效原因提出舰载机腐蚀失效的预防与改进措施,以及在设计、制造工艺和选材方面的一些建议。结果表明,飞机的腐蚀控制是一项系统工程,设计中需要充分考虑对导致腐蚀的因素进行有效控制,并注意细节防腐设计;飞机构件在进行合理的防腐设计的同时,材料的工艺状态和材料的选择与环境之间,及材料与工艺之间,应在防腐方面有科学严谨的匹配。 相似文献
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纳米压痕技术具有高灵敏度、操作简单等优点,可以在微纳尺度上获得块体材料、薄膜以及涂层等的多种力学性能参数。尤其随着材料基因组技术的推广,其将成为应用越来越广泛的力学性能表征方法。本研究介绍了纳米压痕技术的Oliver-Pharr方法原理,以及其在载荷-位移、硬度、弹性模量、断裂韧度、蠕变性能、残余应力、纤维界面性能表征方面的应用。在使用过程中仍存在一些问题需要注意和进一步研究:纳米压痕技术获得的力学性能参量需要考虑其测试模型的适用性;材料表面加工过程需要很高的技术及一致性,以最大减小甚至消除材料表面状态及物理特征对测试结果准确性和重复性的影响;由于测试位置较难精确定位,标准压头外形尺寸存在偏差以及设备本身的热漂移,纳米压痕测试重复性差。 相似文献
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磁记忆切向分量信号的检测试验 总被引:2,自引:0,他引:2
针对金属磁记忆切向信号检测方向难以确定的问题,提出同时检测切向平面上相互垂直的两个切向分量,采用矢量合成法进行合成,进而得到金属磁记忆最大切向分量的方法,并用ANSYS仿真对该分量的有效性进行验证。通过铁磁性金属构件拉伸试验对磁记忆切向分量信号与应力集中部位和应力集中程度的关系进行研究,并对磁记忆切向分量信号的K曲线进行分析。结果表明,采用矢量合成法合成的金属磁记忆切向分量信号可以作为金属磁记忆最大切向分量,能直观和准确地反映应力集中部位和应力集中程度。 相似文献
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固溶处理是常见的提升7050铝合金综合性能的热处理手段,但由于7050合金存在一定的淬火敏感性,淬火水温是影响其性能的一个重要因素,不同的淬火水温会影响合金获得的固溶体饱和度和析出相尺寸,进而影响合金性能。研究了固溶处理时,冷却水温度对7050铝合金组织性能的影响。结果表明,随着淬火水温的升高,通过EBSD分析得出合金的大角度晶界比例逐渐提升,位错主要集中在大角度晶界和晶界密集的区域,合金中晶界处不断产生析出相并长大,合金硬度呈现先增加后降低的趋势,耐腐蚀性能随着淬火水温的升高持续变差。50 ℃水温淬火时合金具有良好的综合性能,显微硬度为1707.16 MPa,腐蚀电位为?0.927 V。 相似文献
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在由于尺寸超差等因素报废的IC10高温合金叶片上进行取样,研究不同服役温度、时间对IC10叶片组织的影响规律以及对显微硬度的影响。结果表明:随热暴露温度和时间的增加,合金中二次γ′相的体积分数逐步降低,在1 120 ℃时,二次γ′相明显球化,体积分数开始显著降低,至1 200 ℃时,短时热暴露(40 h)二次γ′相的体积分数降低至12.96%,说明服役温度、时间对IC10合金的组织有着显著影响;经过热暴露实验后的IC10叶片硬度为HV 354.57~407.28 ,1 050 ℃时,由于基体强度的弱化,试样的硬度低于标准热处理态,随后二次γ′相开始回溶,1 200 ℃之后二次γ′相基本回溶,此时组织为更为均匀细小的三次γ′相,硬度反而升高。 相似文献
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主桨叶大梁服役800 h多后发生断裂,当大梁裂纹穿透壁厚时,压力传感器无压差告警,引起后续大梁的持续扩展直至断裂。通过对大梁断口开展宏微观观察和断口定量分析,结合外场飞机载荷谱分析,给出大梁在不同阶段的扩展速率,并通过模拟桨叶裂纹扩展进行验证,获得主桨叶大梁的扩展寿命约为40个起落,萌生寿命为2097个起落,反推效果较好。通过断口定量给出的结果,弥补外场监测不到位的不足,为排故提供方向,为主桨叶大梁寿命评估和设制定检周期服务,可为大梁损伤容限进行评价,当裂纹穿透壁厚压力传感器告警后的损伤容限周期至少为10个起落。 相似文献