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航空材料學報

航空材料學報

北大核心

CSCD

CSTPCD

Journal of Aeronautical Materials
本刊為學術性季刊，由中國航空學會主辦，北京航空材料研究院承辦，國內外公開發行。目前已被美國工程索引（EI）和美國化學文摘（CA）收錄，并已加入中國學術期刊（光盤版）、中國期刊網。本刊辦刊宗旨是：反映我國航空材料、熱工藝及理化測試方法的最新研究成果，促進國內外學術交流。主要面向從事航空材料研究、設計和生產的專業技術和高等院校有關專業的教師和學生。
  • 發文量：2091
  • 被引量：1279
  • H指數：3
  • 開始收錄時間：-
  • CNKI綜合因子：-
  • 維普期刊影響因子： 1.79
  • 萬方期刊影響因子：-
  • 創刊時間：-
  • 國內刊號/CN：11-3159/V
    國際刊號/ISSN：1005-5053
  • 發行周期：雙月刊
    郵發代號：-
  • 主管單位：中國科學技術協會
    主辦單位：中國航空學會 中國航發北京航空材料研究院
航空材料學報-聯系信息
  • 主編：戴圣龍
  • 電話：010-62496277
  • 郵箱：[email protected]
  • 地址：北京81信箱44分箱
  • 郵編：100095
航空材料學報-獲獎情況
  • ? 2014年榮獲"中國精品科技期刊"證書，成為"中國精品科技期刊頂尖學術論文（F5000）"項目期刊源
  • ? 2015年獲中國科協精品科技期刊工程第四期項目資助
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航空材料學報 >2023年第2期

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共4384條結果
  • 摘要：以TA19鈦合金為研究對象,對端面車削加工所獲得的疲勞試樣進行20°C室溫及400°C高溫低周疲勞實驗.通過在總疲勞循環次數區間內設置檢測節點的方法,分析整個加載過程中表面完整性參數的演變規律.實驗結果顯示:在室溫低周疲勞作用下呈近似脆性斷裂,高溫低周疲勞作用下呈明顯的韌性斷裂;室溫及高溫下,隨著疲勞加載周次的增加,表面波紋度振幅與頻率均急劇升高;在室溫下,表面粗糙度不隨疲勞加載周次的增加發生顯著變化,而在高溫下,表面粗糙度隨疲勞加載周次的增加而降低;室溫下表面殘余壓應力幾乎不隨疲勞加載周次變化,而在高溫疲勞的作用下則呈指數形式下降,符合Zener-Wert-Avrami模型.在材料制備和機械加工中,應提高毛坯內部的均勻性,降低加工表面波紋度,增大加工表面殘余壓應力,以延長在高溫疲勞作用下的疲勞壽命.
  • 摘要：為研究孔擠壓強化工藝對Ti2AlNb合金疲勞性能的影響,建立孔強化工藝殘余應力仿真分析模型,討論了孔擠壓工藝后表層殘余應力分布規律和強化機理;開展孔擠壓與未擠壓試樣的高溫低周疲勞性能測試,并對比兩種試樣的疲勞斷口顯微組織特征.結果表明:孔擠壓工藝能夠在小孔周圍產生較強的殘余壓應力層,該殘余壓應力層有效延遲和抑制了疲勞裂紋的萌生和擴展,顯著提升了Ti2AlNb試件的高溫低周疲勞性能.
  • 摘要：針對TC17鈦合金,研究芯棒導端角對孔結構擠壓強化效果的影響,表征不同導端角工藝參數下的孔擠壓強化后的表面完整性,測試原始及強化試樣的高溫低周疲勞壽命,分析疲勞斷口的形貌特征.結果表明:芯棒導端角對擠壓后表面粗糙度有顯著影響,擠壓過程中孔壁表層金屬塑性流動不均勻導致擠壓后孔壁殘余應力分布不均勻,擠壓出口端殘余應力幅值最大,且擠壓后孔壁具有一定深度的殘余壓應力梯度場.芯棒過盈量一定時,隨著芯棒后導端角的增大,疲勞壽命增大,后導端角為8°時,強化后中值疲勞壽命增益可達1.74倍,強化效果最好,其最小循環壽命為16331次,高于原始試樣的最長循環壽命(13965次).強化后,不同導端角的裂紋起源均由孔壁中部多源型轉變為擠壓進口端單源起裂特征.
  • 摘要：熱障涂層是一種隔熱和防護的陶瓷材料,可以有效提高航空發動機的工作溫度和使用壽命,在該領域有著重要的經濟價值和戰略地位.隨著先進發動機向高推重比方向發展,傳統YSZ熱障涂層已無法滿足新的技術要求.近年來的研究表明,稀土摻雜在一定程度上可以改善熱障涂層的使用性能.因此,稀土摻雜改性成為當前研制新型高性能熱障涂層的重點方向.本文總結了目前稀土摻雜在高性能熱障涂層材料的應用,著重介紹稀土摻雜在熱障涂層力學、熱物理和抗熔融CMAS腐蝕性能方面的影響效果,闡述在稀土過量摻雜時,熱障涂層性能惡化的問題與稀土種類選擇依據的不足,并認為稀土摻雜量和種類的選擇將是下一代熱障涂層材料的研究重點.如何進一步提高熱障涂層的性能是未來稀土摻雜熱障涂層的發展方向.
  • 摘要：通過開展多尺度觀察與疲勞性能實驗,研究K403制渦輪葉片的服役損傷演化機理與疲勞性能衰減行為.結果表明:外場服役過程中,葉片內部的枝晶分離與破碎,γ'相聚合、筏化,MC碳化物分解、有害相析出以及晶界弱化等都會對渦輪葉片的疲勞性能產生不利影響;同時,基體元素的大量流失致使合金基體軟化;另外,服役過程中形成的大量孔洞和微裂紋,也會進一步降低渦輪葉片的服役性能.經過長期服役后,K403制渦輪葉片的固溶強化、析出強化、彌散強化和晶界強化效果均被削弱,從而導致渦輪葉片的疲勞性能發生嚴重退化、壽命降低;同時,渦輪葉片的起裂源由亞表面金屬學孔洞起裂逐漸轉變為碳化物起裂.
  • 摘要：以原始態和恢復態定向合金為研究對象,通過再服役高溫時效和γ′相組織形貌觀察,分析原始態和恢復態定向合金γ′相的時效穩定性,研究恢復參數對恢復態定向合金γ′相時效穩定性的影響.結果表明,恢復熱處理可將蠕變損傷組織恢復到接近原始態定向合金狀態.但相比于原始態定向合金,恢復態定向合金的枝晶干γ′相再服役時效穩定性較差,這與MC碳化物的分解密切相關.不同恢復熱處理參數下獲得的恢復態定向合金的時效穩定性差異較大.固溶溫度越高,保溫時間越短,冷卻速率越大,恢復態定向合金的枝晶干γ′相時效速率越大;一次時效溫度和保溫時間越大,恢復態定向合金的枝晶干γ′相時效速率越小.二次時效條件對恢復態定向合金γ′相的時效穩定性無明顯影響.
  • 摘要：對比研究標準熱處理(SHT)、熱等靜壓+標準熱處理(HIP+SHT)以及熱等靜壓+無均勻化熱處理(HIP+HTWH)后K4169合金的組織和力學性能,分析K4169合金HIP后進行無均勻化熱處理的可行性,提出了一種適用于熱等靜壓K4169合金的熱處理制度.組織研究表明:熱等靜壓處理(1170°C/140 MPa/4 h)可以基本消除枝晶間Laves相和δ相;而與HIP+SHT試樣相比,無均勻化熱處理的試樣(HIP+HTWH)晶界上析出了不連續短棒狀δ相,但沒有對組織的均勻性產生實質影響.力學性能研究表明:相比SHT態,HIP+SHT與HIP+HTWH態合金的室溫屈服強度分別提升了73 MPa和91 MPa,持久壽命(704°C/448 MPa)分別提升了35％和32％;雖HIP+HTWH態合金的持久壽命和塑性分散度大于HIP+SHT態,但仍能滿足AMS5383對K4169合金力學性能的要求.綜合考慮工藝成本的降低、生產效率的提高和力學性能的改善等多種因素,可以確定對于K4169合金結構件而言,HIP+HTWH熱處理工藝具有實際應用的潛力.
  • 摘要：陶瓷型芯在航空發動機空心渦輪葉片的熔模精密鑄造中提供復雜內腔結構.采用不同粒徑的電熔莫來石粉作為添加劑,利用熱壓注法制備氧化硅/莫來石陶瓷型芯,研究莫來石粒徑對型芯析晶行為和性能的影響.結果表明:莫來石粉的加入促進方石英的析晶,較細莫來石對不均勻形核的促進更加明顯,會產生更多的方石英晶相;粒徑過大的莫來石粉會導致型芯燒結程度低,力學性能和抗蠕變能力較差;當莫來石粉的粒徑過小時,型芯內含有過多的方石英晶相,冷卻中相變產生微裂紋,也會引起室溫強度和抗高溫變形能力惡化;莫來石粒徑為19μm的陶瓷型芯表現出良好的綜合性能:線收縮率為0.65％,氣孔率為31.8％,室溫彎曲強度為17.8 MPa,1540°C的蠕變為0.4 mm,溶蝕率為0.06 g/min.
  • 摘要：研究退火氣氛對ZnO:Al(Al摻雜的ZnO,AZO)薄膜電學、光學、微結構和缺陷的影響.通過X射線衍射儀(XRD)、掃描電子顯微鏡(SEM)、霍爾效應測試儀、紫外可見分光光度計、拉曼振動以及光致發光譜表征不同狀態ZnO:Al薄膜的晶體結構、微觀形貌、電阻率、透射率、拉曼振動和光致發光特性.結果表明:空氣退火后,AZO薄膜的載流子濃度從1.63×1020 cm?3降低至7.1×1018 cm?3,光學禁帶寬度從3.51 eV降低為3.37 eV,近紅外透射率增加以及光致發光譜的帶邊發光峰位從3.49 eV紅移至3.34 eV.氫氣退火后AZO薄膜的載流子濃度升高至5.3×1020 cm?3,光學禁帶寬度增加為3.78 eV,近紅外透射率下降以及光致發光譜的帶邊發光峰強度增加了10倍,且發光峰的峰位藍移至3.57 eV.此外,空氣退火的ZnO:Al薄膜觀察到4級的拉曼多聲子振動.
  • 摘要：采用球狀FeSiAl合金粉作為原料吸收劑,在球磨作用下通過擠壓使其片狀化,獲得優異的低頻吸波性能.采用X射線衍射儀、掃描隧道電子顯微鏡和矢量網絡分析儀分別對樣品的物相、微觀結構和電磁參數進行表征和測試,并對微波吸收性能進行研究.結果表明:球狀吸收劑吸收峰位于X和Ku波段,球磨后片狀FeSiAl吸收劑有較強的介電損耗、磁損耗和良好的低頻阻抗匹配性能,當填充濃度為70％(質量分數),厚度為4.00 mm時,片狀FeSiAl在2.25 GHz頻率的RL值可達-32.8 dB,低頻吸波性能得到顯著提升.
  • 摘要：針對碳纖維增強樹脂基復合材料T型長桁加筋板軸壓載荷下的后屈曲分析方法進行研究.首先,建立有限元模型,應用漸進損傷分析理論(progressive damage analysis,PDA)和黏聚區模型(cohesive zone model,CZM)分別模擬復合材料蒙皮、筋條的損傷以及它們之間的界面失效,得到屈曲載荷、破壞載荷以及失效模式;其次,通過對已有工程計算方法的改進,計算得到屈曲載荷和破壞載荷;最后,通過與實驗結果對比得知,有限元分析方法和工程計算方法的計算結果均與實驗值吻合良好,驗證了兩種方法的有效性.
  • 摘要：纖維金屬層板主要應用于飛機的機身壁板、機翼蒙皮等關鍵部位,上述結構件在服役過程中承受較大的彎矩,要求纖維金屬層板應當具有抵抗彎曲變形的能力.本工作以新型機身結構材料纖維稀土鎂合金超混雜層板為研究對象,采用三點彎曲測試不同跨厚比(L/h)下單向和正交稀土鎂合金超混雜層板的彎曲強度,使用SEM觀察層板的彎曲破壞形貌,結合有限元仿真分析層板彎曲過程中的漸進損傷行為.研究結果表明:不同的L/h值對稀土鎂合金超混雜層板的彎曲強度有一定的影響,單向和正交稀土鎂合金超混雜層板有效彎曲破壞L/h值分別為16～22和16～20.通過SEM觀察及有限元分析可知,稀土鎂合金超混雜層板彎曲破壞模式包括彈性階段、塑性階段、纖維及環氧樹脂基體斷裂階段以及鎂合金斷裂、層板分層階段.
  • 摘要：不斷發展的紅外探測技術和精確制導技術對導彈、高超聲速飛行器等武器裝備的生存和突防構成了日益嚴重的威脅,紅外隱身技術在現代戰爭中扮演著越發重要的角色.傳統低發射率涂層材料通常在整個紅外波段具有低發射率特性,不具備光譜選擇性,其輻射散熱效果較差,不利于目標整體紅外信號的降低.光譜選擇性輻射紅外隱身材料可以在降低大氣窗口波段(3～5?μm和8～14?μm)發射率的同時,利用非窗口波段(5～8?μm)進行輻射散熱,具備更高效的紅外隱身性能,是目前研究關注的熱點.本文主要介紹基于光子晶體、頻率選擇表面以及Fabry-Perot腔的三代光譜選擇性輻射結構的研究現狀和進展,總結了現有體系的優點以及存在的問題.目前,光譜選擇性輻射紅外隱身材料距離實際應用仍有很大差距,未來應當向著工藝更加簡單、高溫穩定性更強以及多波段兼容的方向繼續發展.
  • 摘要：纖維增強陶瓷基復合材料具有高比模量、高比強度、低熱膨脹系數、耐高溫、耐腐蝕和耐磨損等許多優良的力學性能.這些優良的特性使其在航天航空等領域的應用日益增加.但纖維增強陶瓷基復合材料具有非均質性、各向異性、硬度高和脆性大的特點,是一種典型的難加工材料.因此,有必要對纖維增強陶瓷基復合材料的加工機理進行深入的研究.本文系統介紹纖維增強陶瓷基復合材料的傳統加工和非傳統加工研究現狀,并對各種加工工藝方法的發展趨勢、優缺點、適用范圍、存在問題及相應解決方法進行總結和概括.和傳統加工方法相比,非傳統加工方法具有比較明顯的優勢,是當前發展的主要方向.
  • 摘要：機翼前緣的抗砂蝕防冰涂層技術是國內外亟須解決的重要課題.以端羥基聚烯烴樹脂(HTPO)和低表面能的端羥基聚硅氧烷(HPSO)樹脂為軟段,異佛爾酮二異氰酸酯(IPDI)及1,4-丁二醇(BDO)為硬段,通過聚合加成反應制備有機硅改性聚氨酯彈性體(Si-PUE).以其為基體樹脂,摻雜功能顏填料制備有機硅改性彈性聚氨酯涂層(Si-PUEc),并對其疏水性能、拉伸性能、抗砂蝕性能和防冰性能進行研究.結果表明:Si-PUEc的表面水接觸角(water?contact?angle,WCA)為108°,具有良好的疏水性;對Si-PUEc的防冰性能進行考察,冰黏附強度僅為68.04?kPa,低于鋁板表面冰黏附強度(235.36?kPa)的三分之一;此外,Si-PUEc的抗張強度為14.03?MPa,斷后伸長率為370％,表現出優異的拉伸性能,經過砂塵實驗后,Si-PUEc表面完好,無破損、開裂等漆膜缺陷,WCA仍然保持在108°.濕熱老化實驗前后,Si-PUEc的疏水性能、防冰性能、應力應變性能無明顯變化.
  • 摘要：通過力學性能測試與微觀組織表征相結合的實驗方法,研究Sc元素的添加對X2A66合金的微觀組織演變以及力學性能影響規律.結果表明:在X2A66合金中添加質量分數為0.18％的Sc元素,可有效細化鑄態合金晶粒尺寸;并形成尺寸較大的AlScZr或AlCuScZr初生相;提高鑄態合金的過燒溫度;與Al3Zr粒子相比,Al3(Sc,Zr)復合粒子的抑制再結晶的作用效果更佳,在后續的變形和熱處理過程中使合金具有更小的晶粒尺寸,但AlCuSc和AlCuScFe相在后續熱處理過程中不能完全溶解,從而損害了固溶態合金的力學性能.
  • 摘要：利用Gleeble-3500熱力模擬試驗機對航空航天2050?Al-Cu-Li合金進行350～470?°C、0.01～5?s?1的單道次等溫壓縮實驗,獲得合金的流變應力曲線并將流變數據制成三維熱加工圖,利用EBSD技術對合金的熱變形組織演化規律進行表征.結果表明:2050?Al-Cu-Li合金的流變應力值會隨著變形溫度的下降以及應變速率的上升而上升,低溫低速率時發生了流變失穩現象;三維熱加工圖顯示合金的耗散功率存在兩處峰值,其中最佳熱加工區間為450～470?°C、0.01～0.1?s?1;通過EBSD組織分析發現,合金經熱變形后原始晶粒被顯著拉長,470?°C、0.01?s?1變形參數下在晶粒內部和晶界交匯處存在大量的再結晶晶粒,該變形條件下合金具有良好的熱加工性能.
  • 摘要：針對退火后的2195鋁鋰合金在變形溫度為400～490?°C、應變速率為0.01～10?s?1條件下進行等溫熱壓縮實驗,對獲得的真應力應變曲線進行摩擦力和溫升效應的修正,并基于修正后的真應力真應變建立材料的本構關系.結果表明:實驗值和預測值的相關系數R為0.99584,平均絕對誤差(AARE)為3.698％,表明所建立的本構模型能很好地預測2195鋁鋰合金在不同變形參數下的流動應力值;基于修正后應力應變數據,通過將流變失穩圖(傳統熱加工圖)(conventional?hot?processing?map,CHP)與變形激活能值Q耦合,建立了激活能加工(activation energy?processing,AEP)圖?,優化出合金的熱加工窗口為:應變速率?
  • 摘要：板料成形極限圖是用來評價板料成形性能的綜合指標.通過脹形數值仿真得到0.2?mm和2.5?mm厚的三種不同熱處理條件下GH605板料的成形極限曲線.通過實驗對比驗證0.2?mm厚的三種料的成形極限計算結果,結果表明仿真結果可以較好地反映實驗結果.從材料性能差異的角度,分析研究加工硬化指數(n值)和厚向異性指數(r值)對成形極限的影響.綜合仿真與實驗結果表明,兩種經過水冷固溶的板料成形性能顯著優于經過退火處理的板料,成形極限曲線隨著n值和r值的增大而升高,且n值對成形極限曲線的影響比r值的影響更顯著.通過數值模擬建立的材料成形極限圖,可為材料研制和工藝選材提供理論依據.
  • 摘要：針對航空發動機高溫構件蠕變變形失效問題,基于大變形有限元分析方法,采用彈塑性耦合蠕變本構模型對650?°C下GH4169合金光滑和缺口平板試件的彈塑性和蠕變變形響應進行計算,重點分析蠕變本構模型對試件蠕變變形響應和持久壽命的影響.研究結果表明:基于大變形有限元分析的方法能較好地預測三種缺口平板試件的彈塑性變形和極限強度,極限強度預測誤差均在?±?3％以內;三種蠕變本構模型對GH4169缺口平板試件蠕變變形響應和持久壽命的大變形有限元預測效果不一,采用θ參數法模型可較為準確地預測缺口試件的持久壽命,預測誤差在?±?2倍分散帶以內,而采用修正蠕變模型和Batsoulas模型可較為準確地預測蠕變前兩個階段的變形.
  • 摘要：采用混合粉末釬料釬焊第三代含錸單晶高溫合金,其中混合粉末釬料是利用球磨混粉方法將一種鎳基粉末釬料和母材成分相同的高溫合金粉混合制成.利用SEM和EPMA分析鎳基釬料與高溫合金粉配比對接頭微觀組織的影響,并對四種釬料的釬焊接頭進行高溫持久性能測試.結果表明:采用鎳基釬料的焊縫和混合粉末釬料的焊縫中均存在γ-Ni、γ′、γ+γ′共晶、CrB、Ni3B以及M3B2型硼化物,但混合粉末釬料的殘留為熔化的球型高溫合金;保持焊縫間隙不變,提高混合粉末釬料中高溫合金粉末的配比,可以抑制焊縫中M3B2型硼化物和低熔點相的析出,且硼化物的分布變得更均勻,尺寸變得更小,提高了焊縫成分和組織的均勻性;3種接頭的高溫持久性能均優于純釬料接頭,當提升合金粉的比例由0％至50％時,接頭的持久壽命由15?min提升至34?h,但當合金粉比例增加至60％時,接頭中產生大量孔洞缺陷,導致持久壽命下降至4?h.
  • 摘要：為提升300M鋼表面耐腐蝕性,采用NCLT?CW-1K固體Nd:YAG激光器系統,利用激光熔覆技術在300M鋼表面制備Hastelloy?C276涂層,對C276涂層的宏觀形貌、物相組成進行表征,利用滑動摩擦磨損機、電化學工作站進行摩擦磨損、電化學測試.結果表明:激光熔覆C276涂層質量良好,C276涂層較基體顯微硬度提升1.4倍,但耐磨性低于300M鋼基體;涂層腐蝕電位最大,腐蝕電流密度最小,在300M鋼表面采用激光熔覆技術制備出C276涂層,顯著提升300M鋼表面耐蝕性能,為提升材料表面的耐蝕和防腐性能提供新的方案.
  • 摘要：采用共沉積法制備氧化鎂納米顆粒包覆碳納米管,并利用高功率超聲波、長時間對氧化鎂包覆碳納米管樣品進行超聲處理以驗證其結構穩定性.借助紅外光譜儀、掃描電子顯微鏡和透射電子顯微鏡表征氧化鎂包覆碳納米管的微觀結構.實驗結果顯示:高功率超聲波和長時間超聲震蕩可將包覆氧化鎂碳納米管切斷,但氧化鎂納米顆粒依然緊緊地吸附在碳納米管管壁上,表明氧化鎂納米顆粒與碳納米管形成了良好的界面結合,包覆MgO碳納米管界面結構具有較高的穩定性,是一種較好的新型增強體.同時,采用第一性原理計算闡述了氧化鎂與碳納米管形成良好界面結合機理.
  • 24.征稿
  • 摘要：基于傳統制造技術的"經典"結構質量大、疲勞薄弱部位多,難以滿足未來戰機的研制需求.基于增材制造技術特征優勢開發的創新結構(三維承載整體結構、仿生構型結構、梯度金屬結構、微桁架點陣結構)突破傳統結構的束縛,具有輕量化、長壽命、低成本等特征,可大幅度提升機體平臺品質,為未來新型戰機研制提供有效的技術途徑.本文以燃油管接頭、環形散熱器、三維框梁整體結構為例,闡述增材新型結構設計制造一體化開發全過程;對比原傳統制造方案,可取得大幅度減重、成品率提升、疲勞薄弱部位減少等顯著效益.此外,還探討了光纖傳感、建筑工程結構等跨領域技術對戰機結構創新的借鑒意義.
  • 摘要：近年來,隨著3D打印技術逐漸成熟化與商業化,這種新興制造技術開始應用于吸波材料的設計與制備中.本工作從3D打印頻率選擇表面類和超材料類吸波材料、3D打印蜂窩類吸波材料、3D打印陶瓷類吸波材料和3D打印其他吸波材料等幾個方面綜述了3D打印技術在微波吸收材料制備方面的研究進展,對3D打印技術在微波吸收材料制造中存在的打印材料局限性、材料力學性能缺乏、微觀結構的測試分析等問題進行了闡述,同時對3D打印技術在微波吸收材料制造領域未來的發展趨勢,如小型化、多功能、智能化也進行了展望.
  • 摘要：固體推進劑是火箭、導彈的重要動力源,其性能提高對提升導彈武器的作戰能力具有重要意義.3D打印技術作為一項備受關注的先進制造技術,能夠完成傳統制造工藝難以達到的高精度、高復雜度的器件制造,解決傳統固體推進劑澆注工藝難以解決的混料不均勻、產品一致性差、安全性低等問題,在固體推進劑制造領域具備廣闊的前景.目前3D打印制備固體推進劑相關研究開展緩慢的原因主要是面臨安全保障和工藝瓶頸兩大難題.針對固體推進劑3D打印的安全性問題,將固體推進劑3D打印及其相關工作分成了部分含能組分3D打印、混合推進劑3D打印以及固體推進劑3D打印三個階段,逐步論證其含能組分的安全可打印性.針對固體推進劑3D打印工藝瓶頸問題主要介紹了3D打印推進劑專用漿料、設備的開發進展.從目前已有的成果和發展趨勢來看,未來的固體推進劑3D打印研究應該聚焦在專用配方的開發以及實現打印規?；瘍蓚€方面.
  • 摘要：采用一系列的微觀組織觀察與力學性能測試相結合的實驗方法,研究噴射成形Al-Cu-Li合金在形變熱處理過程中的微觀組織演變以及力學性能.結果表明:噴射成形態鋁鋰合金中晶粒為典型的等軸晶;合金晶界處的粗大結晶相為Al7Cu2Fe相,晶粒內部細長的結晶相為AlCu相;經均勻化處理后,合金中晶界寬度減小且晶內元素分布趨于均勻;合金中只有少量呈塊狀的Al7Cu2Fe相和點狀的AlCu相和AlZr相未溶解;固溶處理后合金晶粒組織仍然為等軸晶,且合金中有呈彌散分布的納米級的第二相(β′相和δ′相)析出;與直接人工時效處理合金相比,時效前預變形處理能夠加速時效進程,提高峰值時效態合金的力學性能;時效前預變形處理能夠促進T1相在晶內致密析出,并抑制晶界粗大相和晶內δ′相的形成,有效地弱化了應力集中效應,并促進晶界、晶內變形更加均勻,能夠在提升合金強度的同時提升合金韌性.
  • 摘要：在Gleeble-1500D熱模擬試驗機上對鎳基高溫合金GH4133B進行變形溫度為940～1060?°C,應變速率為0.001～1?s?1,變形量為50％的熱模擬壓縮實驗,并對不同工藝參數下的變形試樣進行微觀組織觀察.結合Arrhenius雙曲正弦型方程并引入Zener-Hollomon參數,構建該合金熱變形的本構模型,繪制熱加工圖.獲得該合金的熱變形激活能為448?kJ/mol,在溫度為1020?°C,應變速率為1?s?1時,功率耗散達到峰值.基于本構模型的建立和熱加工圖的繪制等熱模擬壓縮研究結果和微觀組織測試結果,確定GH4133B鎳基高溫合金最佳的熱加工變形溫度和應變速率分別為1020～1060?°C和0.01～0.1?s?1.
  • 摘要：在1220?°C/30?min條件下對DD6單晶高溫合金進行連續三次釬焊熱循環實驗,分析和研究經釬焊熱循環的合金枝晶元素成分偏析情況,以及合金的組織演變規律和性能變化.結果表明:DD6單晶高溫合金在每次釬焊熱循環后,元素在枝晶干區域和枝晶間區域的偏析程度與原始態相比無明顯變化.經過一次釬焊熱循環后合金中γ′相雖然明顯長大,但仍然保持了相對較好的立方度;經過兩次和三次熱循環,γ′相的立方化程度降低較為明顯,表明在此條件下釬焊修復次數不應超過一次.隨著釬焊熱循環次數的增加,原始的γ′相除了變大和連接成片之外,少部分γ′相邊緣由平直狀態向參差不齊的狀態轉變,并逐漸大量鋸齒化;枝晶干區域和枝晶間區域的基體通道內均形成細小的二次γ′相.經不同次數釬焊熱循環的DD6合金在980?°C/250?MPa下加載100?h,之后每間隔10?h增加25?MPa應力至斷裂,持久壽命與原始態合金基本相當,但斷后伸長率和斷面收縮率逐漸增大.

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    • 創刊時間：-
    • 地區：-
    • 語言：中文
    • 熱門主題：中國航空學會;中國航發北京航空材料研究院
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    航空材料學報的獲獎情況

    • ? 2014年榮獲"中國精品科技期刊"證書，成為"中國精品科技期刊頂尖學術論文（F5000）"項目期刊源
    • ? 2015年獲中國科協精品科技期刊工程第四期項目資助

    航空材料學報的收錄情況

    • ? 文摘雜志
    • ? 北大核心期刊（2008版）
    • ? 北大核心期刊（2011版）
    • ? 北大核心期刊（2014版）
    • ? 北大核心期刊（2017版）
    • ? 化學文摘（網絡版）
    • ? 中國科學引文數據庫（2011-2012）
    • ? 中國科學引文數據庫（2013-2014）
    • ? 中國科學引文數據庫（2015-2016）
    • ? 中國科學引文數據庫（2017-2018）
    • ? 中國科學引文數據庫（2019-2020）
    • ? 開放獲取期刊指南
    • ? 工程索引
    • ? 哥白尼索引
    • ? 日本科學技術振興機構數據庫
    • ? 文摘與引文數據庫
    • ? 中國科技核心期刊

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