用于热密封组件的编织弹簧弹性性能分析

针对耐高温动态热密封组件中的常用元件弹性支架编织弹簧,研究了其压缩率、装配方式、热暴露温度等参数对其弹性性能的影响,并讨论了编织弹簧高温弹性失效的原因。研究结果表明,合金的氧化是编织弹簧高温回弹率降低的主要原因,在温度低于800℃、压缩率小于50%的服役条件下,编织弹簧的回弹率不小于95%,在航天热密封领域有广阔的应用前景。     

Modeling the High Temperature Deformation Constitutive Relationship of TC4-DT Alloy Based on Fuzzy-neural Network

通过分析研究变形温度、应变速率及变形程度参数对TC4-DT钛合金高温变形行为的影响,建立了一种基于自适应模糊神经网络的TC4-DT钛合金高温变形本构关系预测模型。高温变形热模拟压缩试验的变形温度为750 ~1150 ℃,应变率为0.001~10 s–1,试样高度压缩率为50%。本研究中建立的网络模型集成了模糊推理系统误差反向传播(BP)神经网络的学习算法。结果表明,该模型的预测值与实验结果比较吻合,最大相对误差小于6%。本研究证明模糊神经网络是一种优化TC4-DT钛合金本构关系模型和优化变形工艺参数的有效、实用方法。     

2A12铝合金大曲率半径钣金件热变形-淬火复合成形回弹规律

航空航天领域存在一批种类多、批量小的大曲率半径铝合金钣金件，其常温成形时回弹大、成形精度差。为此，提出通过热变形-淬火复合成形来实现大曲率半径钣金件的回弹控制。首先，以大曲率半径带状构件为研究对象，揭示热变形-淬火复合成形回弹规律，并结合仿真进行回弹机制分析；然后，采用仿真得到的最佳工艺参数，进行复杂口框件成形。结果表明：较高温度利于抑制回弹，当温度达到490℃时，试件完全贴模；而常温成形时，试件几乎恢复平板形状。高温下切向应力显著降低，弹性变形较小，且模内淬火大幅限制了热畸变，进一步抑制了回弹。抑制2A12铝合金大曲率半径钣金件热变形-淬火复合成形回弹的最优成形温度为490℃,在该温度下成功地成形了高精度口框件，证实了热变形-淬火复合成形可用于大曲率半径铝合金钣金件的精密成形。     

螺旋压缩弹簧的加速贮存行为研究

为评价T9A螺旋压缩弹簧的室温松弛特性,利用小吨位电子式万能材料试验机,对其在不同温度条件下进行高温压缩加速试验,研究弹簧的应力松弛行为。基于粘弹性体模型,揭示应力松弛过程中弹性应变向塑性应变的转化特性与塑性应变随松弛时间的变化规律。结果表明:螺旋压缩弹簧的应力松弛行为与标准的金属相似,均分为2个阶段;温度对第二阶段的松弛速率具有显著影响。基于应力松弛过程的热激活特性,建立T9A螺旋压缩弹簧的贮存寿命预测方程,并对弹簧的室温贮存寿命进行合理预测:在保持126 N的压缩载荷条件下,弹簧在25 ℃室温下,满足载荷损失率（?P/P）小于12%的贮存20 a的寿命要求。     

固体发动机密封技术的研究现状与发展

本文从固体发动机密封结构的特点和密封可靠性出发，阐述了国内外关于固体发动机结构密封技术的研究现状。从橡胶密封材料的回弹特性、压缩率及应力松弛等方面分析了密封圈的密封机理和可能的影响密封失效因素，并对固体发动机的密封技术发展趋势进行了展望。     

工程机械液压O形圈密封失效的原因及改进措施

针对工程机械液压系统的外泄漏现象,分析O形圈的密封机理和密封失效原因,指出O形圈主要失效原因是其压缩率没达到样本尺寸所要求的值。经过多次试验,发现合适的压缩率在25%左右,这样既不会因过压缩而导致塑性变形失效,也不会因压缩不足而失去密封作用。     

形变温度对Ti-Ni合金超弹性弹簧形变行为的影响

采用拉伸试验和应力应变循环试验研究了形变温度及应力应变循环对Ti-Ni_(50.8)超弹性弹簧形变行为的影响。结果表明:当形变温度在247K以下时Ti-Ni_(50.8)弹簧呈形状记忆性,形变温度在247K以上时呈超弹性特性。623~773K退火态Ti-Ni_(50.8)弹簧室温下可获得良好超弹性。当退火温度超过873K后,超弹性衰减。在应力-应变循环早期,弹簧应变恢复率衰减很快,随循环次数增加,衰减变慢。Ti-Ni_(50.8)弹簧预先应力应变循环训练可增强其变形稳定性。     

基于Dynaform的弹簧座多工序冲压成形工艺设计及数值模拟

针对某型弹簧座的结构特点,采用逆向展料法,综合运用UG和Dynaform软件制定了该零件拉深、校形、修边、成形、冲孔和翻孔6个工序的冲压成形方案。利用多工序成形模拟方法,建立了该型弹簧座的全工序数值模拟分析模型,并对零件的破裂、起皱和回弹等缺陷进行了预测。通过调整工艺参数,使得弹簧座成形后的板料增厚率不超过20%,板料减薄率小于30%,零件的回弹量不大于0.25 mm,满足了零件的成形要求。根据数值模拟分析结果,设计了该型弹簧座的6个成形工序的模具,试制产品的成形质量经过检测满足质检要求,现已投入批量生产。     

大型离心压缩机叶片热成形回弹研究

研究了大型离心压缩机叶片热成形工艺参数对回弹的影响。对叶片材料沉淀硬化不锈钢FV520B进行了高温力学性能实验,并建立了该材料高温下本构方程。利用所建立本构方程,对叶片热成形工艺进行了有限元建模仿真,探究了叶片加热温度、摩擦系数和保压时间对回弹的影响。发现叶片加热温度对回弹影响较大,在800～900℃温度区间回弹下降趋势明显,900～950℃区间下降趋势变缓,同时叶片厚度减薄加剧,说明900℃是合适的叶片加热温度;摩擦系数对回弹影响较小,较低和较高的摩擦系数都会减小回弹,但较大的摩擦系数会导致叶片减薄,影响表面质量,应尽可能将摩擦系数控制在0. 25以下;保压时间控制在100～150 s区间内较为合适。同时确定了回弹前后比对基准区域,并对回弹较明显区域进行了标识划分。最后将优化后的工艺参数应用于生产验证,结果表明除掉少数边缘区域外,叶片大部分区域回弹都控制在±1 mm内,模拟结果与试验结果在回弹发生区域基本符合。     

TA15钛合金应力松弛行为研究

对TA15钛合金进行了高温单向拉伸试验,获得了试验用板材在不同温度和应变速率下的力学性能。在此基础上,开展了板材高温应力松弛试验,得到了该材料在600、650、700和750℃这4个典型温度下的应力松弛曲线。研究了温度对TA15钛合金应力松弛行为、松弛应力和松弛应变的影响,获得了应力松弛速率与时间的变化关系。结果表明:温度越高,保温时间越长,试样在卸除外载荷后,松弛应力和松弛应变较小。且温度范围700~750℃,保温时间5~8 min时,回弹消除彻底和高效,为降低回弹的较优工艺参数,研究结果可为热成形工艺、热校形工艺及紧固件的使用周期提供指导。     

Numerical simulation on thermal expansion coefficient of 3D braided C/C composites简

To effectively get the thermal expansion coefficient(CTE) of three-dimensional(3D) braided C/C composites and study the variations, a VC?? program with graphical user interfaces was obtained, based on the yarn unit model and numerical analysis. With the limited basic properties of carbon fibers and carbon matrix, CTE of 3D braided C/C composites is obtained at 85 °C. The deviation between the simulated and experimental axial CTE of 3D braided C/C composites is no more than 11 %. The effects of different parameters(including the braiding angle of 3D braided preform, the fiber volume fraction and the porosity of 3D braided C/C composites, and the elastic modulus, Poisson's ratio and CTEs of carbon fibers and carbon matrix) were analyzed with the program. The results show that the axial CTE of C/C composites decreases with the increase of the braiding angle, the fiber volume fraction, and the porosity of 3D braided C/C composites. The transverse elastic modulus of carbon fibers has the greatest effect on the axial CTE among the studied mechanical parameters, followed by the elastic modulus and Poisson's ratio of carbon matrix.     

基于涡流法的航空发动机关键部件热障涂层厚度测量试验研究

热障涂层材料可显著提高航空发动机重要部件的耐高温性、耐氧化性、耐磨损性等性能，在实际工程应用中，热障涂层厚度对基体材料的使用性能有重要的影响。采用多频多参数涡流法对热障涂层厚度测量，研制弹压式涡流测厚探头，研究不同测量频率及热障涂层厚度下的涡流测量信号，选取2个最佳激励频率反演热障涂层厚度，为验证多频多参数涡流法的测量精度，利用扫描电镜测量涂层厚度，对比分析两者测量获得的涂层厚度。结果表明:粘接层和陶瓷层的相对误差分别在15%和10%之内，均在测试允许范围，多频多参数涡流法可望实现热障涂层材料厚度的有效测量。     

CoCrAlY表面改性后热障涂层高温氧化及热震性能

采用大气等离子喷涂技术（APS）在镍基高温合金表面制备了CoCrAlY粘结层,利用电子束蒸发镀膜在CoCrAlY表面蒸镀纳米铝膜,并使用强流脉冲电子束熔敷纳米铝膜进行表面改性,最后使用APS在表面改性后的CoCrAlY表面沉积陶瓷层制备了热障涂层.在空气环境中对热障涂层进行高温氧化试验和热震试验.结果表明,CoCrAlY表面改性后热障涂层经1 050℃静态空气氧化后,界面处生成的热生长氧化物（TGO）具有较高的连续性和致密性,有效阻碍了氧化的进一步发展且避免尖角型氧化物的形成,提高了热障涂层的抗氧化能力;在1 050℃高温加热后10℃水淬热震条件下,脱落率仅为2%左右.     

Strain analysis of plasma sprayed thermal barrier coatings under mechanical stress

The stiffness of air plasma sprayed (APS) thermal barrier coatings (TBCs) was determined from bending experiments combining strain analysis on a microstructural level with macroscopic mechanical parameters. Tests were performed with freestanding and attached TBCs, the latter either loaded in tension or in compression. Relationships are derived, which describe the TBC stiffness in a multilayer composite (attached TBC) and for a bimodular material that possess a lower stiffness in tension than in compression (stand-alone TBC). The increase of in-plane stiffness with increasing compressive stress emphasizes the importance of the spraying defects for the elastic response of the coating.     

65Mn钢弹簧片断裂分析及工艺改进

某型产品使用的65Mn钢弹簧片检测弹力时发现在波峰位置出现断裂,经化学成分、显微组织、显微硬度检测以及加工过程分析,对弹簧片断裂原因进行了分析,并对工艺做了优化。结果表明,弹簧片由于淬火温度高,淬火硬度大,且淬火后低温回火温度低,淬火应力消除不充分,致使弹簧片高温回火时安装夹具过程中,弹簧片在轴向压应力以及淬火残留应力综合作用下产生微裂纹,后续强压处理时微裂纹扩展转变,发生脆性断裂。采用改进工艺815 ℃淬火+280 ℃低温回火+390 ℃高温回火处理后,弹簧片硬度合格,断口均为100%韧性断口,再未出现脆性断裂现象。     

CMAS对热障涂层界面裂纹和残余应力的影响

随着航空发动机涡轮叶片工作温度的提升,使得一种主要由CaO,MgO,Al₂O₃和SiO₂组成的玻璃态物质(CMAS)对热障涂层的危害越来越严重,从而对热障涂层的性能和耐久性有了更高的要求。本文以电子束物理气相沉积热障涂层为研究对象,利用有限元方法研究了CMAS的渗入对界面裂纹扩展及CMAS对陶瓷层(TC)内部残余应力的影响规律。采用波长固定、振幅变化的正弦曲线表示不同粗糙度的涂层界面,同时考虑了CMAS的弹性模量变化的影响及不同界面形貌与CMAS之间的相互作用。结果表明：CMAS弹性模量的增加对界面裂纹具有抑制作用,并且TGO幅值和厚度越小,抑制作用越明显。CMAS弹性模量对TC层最大残余应力S₂₂的影响存在临界点,在临界点之前,CMAS弹性模量的变化对TC层最大残余应力的影响较大,随着CMAS弹性模量的增加,TC层最大残余应力大幅度减小；在临界点之后,TC层最大残余应力基本不受CMAS弹性模量变化的影响。这些结果对电子束物理气相沉积喷涂的热障涂层失效机理的研究具有重要意义,可以为热障涂层界面的优化提供指导。     

异质结构Zr基非晶合金的热稳定性及力学性能

通过铜模铸造法制备了具有异质结构的Zr64.2Ni16.2Cu14.6Al5和Zr63.4Ni16.2Cu15.4Al5块体非晶合金,利用X射线衍射(XRD)、高分辨透射电镜(HRTEM)和差示扫描量热法(DSC)研究了其微观结构及热稳定性。结果表明,与均匀结构的Zr65Al10Ni10Cu15块体非晶合金相比,异质结构降低了材料的热稳定性。在单轴压缩试验中,两种Zr基块体非晶合金具有大的塑性应变(>25%)和高的屈服强度(>1.6GPa)。低的STZs势能和高的剪切带扩展抗力是异质结构Zr基块体非晶合金塑性提高的主要原因。     

Cr22Ni13Mn5Mo2N奥氏体不锈钢的热轧工艺

运用Gleeble-3800热模拟试验机研究了00Cr22Ni13Mn5Mo2N奥氏体不锈钢在变形温度为1000～1200 ℃,变形量为50%、60%、70%,应变速率为0.05 s^-1条件下的热压缩变形行为,并观察分析变形后试样组织形貌和经1080 ℃固溶热处理后试样的组织形貌。观察试样固溶热处理前后的组织形貌得到在1000~1150 ℃下进行热压缩变形,随着变形量的增加,动态再结晶越完全;经过固溶热处理后,静态再结晶就越充分。但在1200 ℃时,温度过高,再结晶已完成并且晶粒发生长大。在变形量分别为50%、60%和70%时,随着变形温度的升高,再结晶越完全,经固溶热处理后,再结晶更完全。00Cr22Ni13Mn5Mo2N奥氏体不锈钢热轧最佳轧制温度为1100 ℃,压缩变形量为70%。