HB5258_2000在航空发动机材料研制生产中的应用分析_常伟
航空航天特殊材料加工技术
航空航天特殊材料加工技术第一篇：航空航天特殊材料加工技术航空航天特殊材料加工技术——激光切割加工工艺在航空航天领域的应用激光制造技术在国防和航空航天领域的产业化应用前景远大，具有效率高、能耗低、流程短、性能好、数字化、智能化的特点，本文主要介绍了激光切割加工的组成、工作原理及各激光切割加工工艺技术在航空领域中的应用。
针对现状，我国将继续发挥激光制造技术的优势，改变我国航空航天领域的关键器件和技术主要依赖进口的现状，最终形成我国新一代激光制造产业链。
激光切割加工的组成及工作原理激光加工有四部分组成，分别是激光器、电源、光学系统、机械系统。
工作原理：激光加工利用高功率密度的激光束照射工件,使材料熔化气化而进行穿孔、切割和焊接等的特种加工。
早期的激光加工由于功率较小，大多用于打小孔和微型焊接。
到20世纪70年代，随着大功率二氧化碳激光器、高重复频率钇铝石榴石激光器的出现，以及对激光切割加工机理和工艺的深入研究，激光加工技术有了很大进展，使用范围随之扩大。
数千瓦的激光切割加工机已用于各种材料的高速切割、深熔焊接和材料热处理等方面。
各种专用的激光切割加工设备竞相出现，并与光电跟踪、计算机数字控制、工业机器人等技术相结合，大大提高了激光加工机的自动化水平和使用功能。
随着激光制造技术的发展，桥梁、船舶等结构都由传统的铆接工艺发展到采用激光焊接技术，但先进的激光焊接技术难以在飞机制造中开展广泛的应用。
长久以来，飞机结构件之间的连接一直采用落后的铆接工艺，主要原因是飞机结构采用的铝合金材料是热处理强化铝合金（即高强铝合金），一经熔焊后，热处理强化效果就会丧失，而且晶间裂纹难以避免。
因此，普通氩弧焊等熔焊方法在飞机制造中的应用成为禁区。
另一方面，在80年代初，铝及其合金的激光加工十分困难，被认为是不可能的。
主要是由于铝合金存在对10.6mm波长激光的高反射和自身的高导热性。
在当时，激光加工主要使用波长为10.6mm的CO2激光器，而铝对CO2激光的反射率高达97%，通常作为反射镜使用。
陶瓷基复合材料的研究进展及其在航空发动机上的应用
陶瓷基复合材料的研究进展及其在航空发动机上的应用摘要：综述了陶瓷基复合材料(CMCs) 的研究进展。
就CMCs的增韧机理、制备工艺和其在航空发动机上的应用进展作了详细介绍。
阐述了CMCs研究和应用中存在的问题。
最后，指出了CMCs的发展目标和方向。
关键词：陶瓷基复合材料；航空发动机；增韧机理；制备工艺The Research Development of Ceramic Matrix Compositesand Its Application on AeroengineAbstract: The development and research status of ceramic matrix composites were reviewed in this paper. The main topics include the toughening mechanisms, the preparation progress and the application on aeroengine were introduced comprehensively. Also, the problems in the research and application of CMCs were presented. Finally, the future research aims and directions were proposed.Keywords: Ceramic matrix composites, Aeroengine, Fiber toughening,Preparation progress1 引言推重比作为发动机的核心参数，其直接影响发动机的性能，进而直接影响飞机的各项性能指标。
高推重比航空发动机是发展新一代战斗机的基础，提高发动机的工作温度和降低结构重量是提高推重比的有效途径[1]。
现有推重比10一级的发动机涡轮进口温度达到了1500~1700℃，如M88-2型发动机涡轮进口温度达到1577℃，F119型发动机涡轮进口温度达到1700℃左右，而推重比15~20一级发动机涡轮进口温度将达到1800~2100℃，这远远超过了发动机中高温合金材料的熔点温度。
DFMEA 在发动机设计中的应用
DFMEA 在发动机设计中的应用徐桂红1,刘兴华1,陈晓彤2(1.北京理工大学发动机实验室,北京 100081;2.北京运通恒达科技有限公司,北京 100089) 摘要:分析了在发动机设计中实施设计故障模式及后果分析(DFM EA )的困难,以节流阀体的改进设计为主线,提出了确定DFM EA 详细分析对象的方法,减少了分析对象的数量,节省了工作时间;对DFM EA 流程以及严重度的判定进行了改进并提出将其所分析的项目划分为基础项和衍生项新概念,利用改进的DFM EA 方法,分析出节流阀体的故障原因与影响,并提出了相应的建议措施,结果表明,DFM EA 更适于在内燃机行业的使用与推广。
关键词:故障模式;后果分析;分析对象;流程;严重度;节流阀体中图分类号:T K402 文献标志码:B 文章编号:100122222(2006)0320019205 设计故障模式及后果分析(DFM EA )是一种以预防为主的可靠性设计分析技术,该技术的应用有助于企业提高产品质量,降低成本,缩短研发周期。
目前,DFM EA 已在航空航天以及国外的汽车行业得到了较为广泛的应用,并显示出了巨大的威力;但在国内汽车行业并没有系统地展开,也没有发挥其应有的作用。
作者通过对国内汽车行业的设计、开发以及故障模式及后果分析(FM EA )的使用现状进行了调研,发现共存在以下几个方面的问题:,但并没有与设计工作相结合,使DFM EA 工作流于表面;对DFM EA 的理解不够深入,不知该如何继续开展;DFM EA 的前期准备工作不足,使其无法深入开展。
针对国内DFM EA 的工作现状,作者对现有的DFM EA 方法进行了一定的改进,并加入自己的理解使其具有更强的工程实施性,该方法在某国产汽油机的改进型上进行了实施,收到了较好的效果。
本研究以DFM EA 在该国产汽油机节流阀体的改进设计中的实施为例,对改进后的DFM EA 的实施方法和流程进行阐述。
hb20400-2016 航空标准
hb20400-2016 航空标准摘要：1.航空标准的概述2.HB20400-2016 的具体内容3.HB20400-2016 的重要性4.我国航空标准的发展现状与展望正文：一、航空标准的概述航空标准是指在航空领域中，为保证航空产品设计、制造、使用和维修等各个环节的质量和安全，制定并实施的技术规范和要求。
航空标准对于确保航空器的性能、可靠性和安全性具有重要意义，是航空产业发展的基础和保障。
二、HB20400-2016 的具体内容HB20400-2016 是我国发布的一项航空标准，全称为《航空器设计、制造和维修用金属材料规范》。
该标准主要规定了航空器设计、制造和维修过程中所使用的金属材料的分类、牌号、化学成分、力学性能、工艺性能等方面的要求，以保证航空器使用的金属材料具有优良的性能和可靠的质量。
三、HB20400-2016 的重要性HB20400-2016 对于我国航空器的设计、制造和维修具有重要意义。
首先，该标准为航空器金属材料的选用提供了明确的依据，有助于提高航空器的性能和安全性；其次，该标准对金属材料的生产和检验提出了严格的要求，有利于提高航空器金属材料产业链的整体水平；最后，该标准有助于推动我国航空产业与国际接轨，提升我国航空产品在国际市场的竞争力。
四、我国航空标准的发展现状与展望近年来，我国航空标准体系不断完善，已经取得了显著的成果。
然而，与国际先进水平相比，我国航空标准在体系建设、标准制定和实施等方面还存在一定差距。
未来，我国应加大航空标准制定和修订力度，加强与国际标准组织的合作，提高航空标准的国际竞争力。
同时，要注重航空标准的宣传和培训工作，提高航空产业从业者的标准意识，确保航空标准的有效实施。
综上所述，HB20400-2016 是我国航空标准体系中的一项重要标准，对于保证航空器性能、安全性和可靠性具有重要意义。
航空航天材料及应用 教学大纲
航空航天材料及应用一、课程说明课程编号：420207Z10课程名称（中/英文）：航空航天材料及应用/Aerospace Materials and Applications课程类别：专业教育课程（专业核心课程）学时/学分：48/3先修课程：工程材料基础适用专业：航空航天工程专业教材、教学参考书：1.周祖福主编.复合材料学，武汉理工大学出版社.2007年；2.李成功等编著.航空航天材料，国防工业出版社.2002年；3.傅恒志等编著.空天技术与材料科学，清华大学出版社.2000年；4.曹春晓等编著.材料世界的天之骄子（航空材料），清华大学出版社.2002年；5.马康民等编著.航空材料及应用，西北工业大学出版社.2008年；6.北京航空材料研究院主编.航空材料技术，航空工业出版社.2013年。
二、课程设置的目的意义航空航天材料是航空航天工程发展的物质基础，航空航天高技术领域的需求推动了先进材料科学及技术的发展。
本课程是航空航天工程专业航空宇航制造模块核心课程，课程设置的目的是让学生通过学习航空航天材料这门专业基础课程，在了解国内外航空航天材料的发展历史和趋势的基础上，构建航空航天结构设计-材料类型与特性-材料在航空航天飞行器中应用的知识链，建立航空航天飞行器结构-材料-制导导航整体化意识，系统讲授典型航空航天材料，也关注其在空天领域的应用。
讲授过程力求信息量丰富，图文并茂，将材料科学与航天航空工程密切相结合，体现课程的系统性和前瞻性。
三、课程的基本要求知识：了解航空航天材料的特殊性、分类、发展历程以及在该领域的国内外差距；掌握轻质高强高韧结构材料、耐高温结构材料、复合材料等航空航天材料的结构性能特性，在航空航天飞行器的应用和各类航空航天材料的工艺技术等；掌握新型航空航天材料及相关加工技术。
学会从材料性质出发，建立航空航天结构设计-材料类型与特性-材料在航空航天飞行器中应用的基本知识结构。
能力：从航空航天材料应用的角度出发，掌握航空航天材料性能和材料选择的技术和方法，将材料特性的知识用于解决材料应用和选型的工程问题；用材料结构的表征方法进行材料性能和选型条件的分析，培养解决复杂工程问题的能力；掌握最基本的材料设计理念，针对具体问题提出有效的解决方案，提高高性能材料的应用能力；在材料和飞行器有机结合中培养创新意识，提高分析、发现、研究和解决问题的能力。
连续纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用_王鸣
研究与应用方面，基于先易后难（先 静 止 件 后 转 动 件，从 低 温 到 高 温） 的 发 展 思 路，充 分 利 用 已 有 的 成 熟 发 动 机 进 行 考 核 验 证，首 先 发 展 中 温（700~1000℃）和中等载荷（低于 120M P a）的 静 止 件，例 如 尾 喷 管 调 节片 / 密封片和内锥体等；再发展 高温（1000~1300℃）中等载荷静止 件，例如火焰筒、火焰稳定器及涡轮 外环、导向叶片等；而作为更高载荷 （高于 120MPa）静止件或转动件，例 如涡轮转子和涡轮叶片还处于探索 阶段。
10 航空制造技术·2014 年第 6 期
对高推重比航空发动机的部件， 要求所选用的结构材料要具有较低 的密度和较高的强度。随着发动机 单位推力的提高，发动机燃烧室出口 温度有较大幅度的提升，对燃烧室、 涡轮以及加力燃烧室等热端部件的 材料提出了更高的要求，传统镍基高
温材料已经难以满足设计工况的使 用要求。连续纤维增强碳化硅陶瓷 基复合材料是最有潜力的热结构材 料之一，该材料的密度仅为高温合金 的 30％，在不用空气冷却和热障涂 层的情况下，长期工作温度可比高温 合金提高 200℃以上。在航空发动
在美国能源部陶瓷燃气轮机计 划的支持下，涡轮（Soler）公司研发 并验证了自愈合 SiC/SiC 燃烧室衬 套。其开发策略是引入一种非常简 单的燃烧室结构，其中自愈合 SiC/ SiC 环形燃烧衬套位于金属机匣内的 圆筒形壳体中，压气机空气通过衬套 向涡轮热端流过。同时，为降低高温 腐蚀环境对自愈合 SiC/SiC 复合材料
可能面面俱到地反映出实际构建的 所有缺陷，同时该方法的成本很高。 因此，在工程化应用方面，应针对典 型构件加强各种无损检测方法的研 究，积累并建立不同的失效标样和数 据图谱。 4 高温抗氧化涂层
铌基大型航天发动机喷管涂层制备
铌基大型航天发动机喷管涂层制备摘要大型航天发动机喷管是载人飞船、登月探测卫星等航天器上使用的推力发动机上的关键部件，喷管材料主要有高温合金钢、钛合金、铌基合金以及钽合金和复合材料等，其中应用比较成功的有高温合金钢、钛合金等，但是随着航天技术的发展，需要耐更高温度的合金材料，目前，铌基合金发展比较迅速，继Nb752、C103合金之后，宁夏东方钽业股份有限公司开发出了新的铌基合金-Nb521合金，已经广泛应用在了新型号发动机和预研项目上，该合金在1600℃下的高温强度是C103合金的3倍左右，并且具有很好的旋压、焊接等加工性能，是最理想的旋压大型发动机喷管的铌基合金材料，旋压尺寸可达到Φ850*1300mm，喷管的涂层体系主要是硅系，制备工艺采用冷喷后两次高温熔烧，制备的涂层在1700℃下的静态抗氧化寿命可达到40h以上，在1800℃下的静态抗氧化寿命在8h左右，在1600-室温的热震性能可达到2000次以上，并且通过了地面以及高空试车。
关键词：铌钨Nb521合金大型喷管高温抗氧化涂层静态热震1 前言国际上在60、70年代研制出了多种铌合金，如C103、Cb752、WC3015、As－30、Su－31、X－110合金等，绝大多数都属于Nb－W－Mo－Zr合金系列。
其中C103合金因其具有优良的成型性、可焊接性、易于涂层等特点，被成功的应用在“大力神”Ⅲ的过渡级发动机、“阿波罗”飞船舱发动机和“阿波罗”登月舱下降发动机上。
俄罗斯研制的5BМЦ合金具有很好的高温性能，但是加工性以及焊接性较差，本公司研制的Nb521合金综合了铌基合金高温高强度以及可加工和焊接性，目前具有替代C103合金的趋势。
几种常用典型铌合金高温性能如表1。
2 铌合金涂层在铌合金表面加制涂层是有效提高合金高温抗氧化耐腐蚀性能并最大程度保全合金力学性能的有效途径。
在上世纪70年代初，美国研究了铌、钨、钼等合金的几十种涂层体系，其中最有代表性的涂层就有16种。
航空发动机机匣包容性研究综述_宣海军
第25卷第8期2010年8月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol .25No .8Aug .2010文章编号:1000-8055(2010)08-1860-11航空发动机机匣包容性研究综述宣海军1,陆 晓1,洪伟荣1,廖连芳2(1.浙江大学工学部化学工程与生物工程学系化工机械研究所高速旋转机械实验室,杭州310027;2.中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所,沈阳110015)摘 要:从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、机匣和叶片破坏方式等方面,详细阐述航空发动机包容机匣的现状和发展趋势.简述发展大涵道比涡扇发动机对轻质高包容能力风扇机匣的需求,评述在役及在研大飞机发动机风扇机匣的设计方案,介绍国外从事纤维增强复合材料机匣包容能力研究的情况.并分别从结构改进、低成本复合材料风扇机匣制造技术、全复合材料机匣缠绕规律、耐高温复合材料机匣、叶片包容过程的多学科整机耦合响应分析、智能包容机匣等方面,简要论述我国高推质比发动机和大飞机发动机包容机匣的研制方向.关 键 词:航空发动机;包容分析;复合材料机匣;风扇包容机匣;智能包容机匣中图分类号:V231.91 文献标识码:A收稿日期:2009-07-02;修订日期:2009-11-06基金项目:航空推进技术验证计划(1104-03);航空科学基金(20095276009);浙江省自然科学基金(Y1090245);爆炸科学与技术国家重点实验室(北京理工大学)开放基金(KFJJ10-9M )作者简介:宣海军(1977-),男,浙江上虞人,副教授,博士,从事高速旋转机械强度、振动和结构冲击响应研究.通讯作者:洪伟荣(1965-),男,浙江浦江人,副教授,博士,从事高速旋转机械强度、流体机械节能技术研究.Review of aero -engine case containment researchXUA N Hai -jun 1,LU Xiao 1,HONG Wei -rong 1,LIAO Lian -fang 2(1.Hig h -speed Ro tating M achinery Labo rato ry ,Institute of Chemical Machine ry ,Department of Chemical and Biological Engineering ,Faculty of Eng ineering ,Zhejiang U niversity ,H ang zhou 310027,China ;2.Shenyang Aeroengine Research Institute ,Aviation Industry Co rpo ration o f China ,Shenyang 110015,China )A bstract :Development status and trends o f aero -engine containment case w ere review edin respect of the co ntainment capability definition ,case m aterial ,desig n concept and meth -o d ,validity testing ,numerical simulation ,failure and deformation patterns of case and re -leased blade .Requirements of lig htw eig ht fan case w ith high containment capability fo r the development of hig h bypass pressure ratio turbofan engine have been illustrated .Therefore ,different structure designs of fan case o f in -service and developing aero -engine for large air -plane w ere presented ,and researches on containment capability o f fiber reinfo rced composite fan case w ere review ed .The development directions of containm ent case for Chinese high thrust /w eight engine and low -po llution civilian engine were propo sed ,re spectively ,with reg ard to structure improvement ,lo w -cost m anufacturing techno logy fo r composite fan case ,w inding pattern of full co mpo site case ,high temperature co mposite case ,multi -disci -plinary simulation o f engine blade out event and sm art co ntainment case . 第8期宣海军等:航空发动机机匣包容性研究综述Key words:aero-engine;co ntainment analysis;com posite case;fan containment case;smart containment case 航空发动机非包容事故会导致机毁人亡的严重空难.高速高能的危险碎片穿透机匣飞出,会击伤飞机的机舱、油箱、液压管路和电器控制线路等,导致机舱失压、油箱泄漏起火、飞机操控失灵等二次破坏,严重危及飞行安全[1].据公开的文献资料显示,1995年6月一架DC-9-32飞机从亚特兰大国际机场起飞时右侧发动机发生非包容事故引发大火,机身受损严重[2].1996年7月一架MD-88飞机从美国Pensacola地区机场起飞时左侧发动机发生非包容事故,造成乘客2人死亡和多人受伤[3].2006年6月一架波音767飞机在洛杉矶国际机场检修时左侧发动机发生非包容事故引发大火,飞机左侧机翼、机身受损严重[4].2009年3月一架M D-83飞机从纽约La Guardia机场起飞后不久右侧发动机发生非包容事故,碎片跌落造成一些街道地面车辆损伤[5].美国Society of Autom otive Eng ineers(SAE)的报告AI R4003[6]表明1976—1983年间共发生315次航空发动机非包容事故.为此,航空大国对发动机包容问题都非常重视,在民用和军用航空发动机规范中都有专门条文对包容性做出严格规定.如美国联邦航空规则(FA R33)[7]、发动机结构完整性大纲(M IL-S TD-1783B)[8];英国《航空燃气涡轮发动机通用规范》(00-971)[9];中国《航空发动机适航规定》(CCA R-33)[10]和《航空涡轮发动机包容性要求》(GJB3366-1998)[11]等.除航空发动机以外,飞机的辅助动力装置(APU)、燃气涡轮发电机组、核电厂使用的蒸汽透平[12]和涡轮增压器[13]等带高速旋转机械都有严格的包容性要求.新材料、新工艺和新技术的推广应用,使航空发动机非包容事故的发生率不断下降.但随着空中交通运输量的逐年增大,每年发生的非包容事故的总次数仍在增加,根据美国波音(Boeing)公司和Federal Aviation Adm inistra tion(FAA)提供的统计数据绘制的航空发动机非包容事故曲线如图1所示.因此,近年来机匣包容能力的研究得到进一步的加强.除军方研究机构和航空发动机公司以外,高等院校、透平机械公司等开始加入,包括金属材料、复合材料、转子动力学、冲击动力学、计算力学等多个学科的研究人员参与相关的研究工作.图1 空中交通及航空发动机非包容失效Fig.1 Air t raffic and aero-eng ine uncontained failures 本文拟从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、破坏方式和大涵道比涡扇发动机风扇包容机匣等方面综述航空发动机机匣包容性研究的进展,浅议发展方向.1 包容定义 美国发动机结构完整性大纲中,关于包容(co ntainment)的定义为“3.1.2Containm ent is the ability of the circumfe rential case structure of the engine to prevent penetra tion of failed ele-m ents subsequent to specified conditio ns of pri-m ary and seco ndary failures.”[8].此处所指的“failed elements”主要有:①破裂的轮盘或转鼓环;②断裂的叶片这两种情形.如果轮盘或转鼓环等破裂,其碎块甩出的质量和能量极大,再坚固的机匣也很难将其包容.图2为某CF6-80A发动机一级高压涡轮盘破裂引起的非包容事故,发动机严重受损[4].为避免此种非包容事故的发生,要求轮盘和鼓环等有足够的强度、疲劳寿命和可靠性,并采取有效的裂纹检测手段.在早期的发动机中,轮盘破裂事故发生的概率相对较大,随航空技术的不断进步,先进工艺、材料、结构和检测技术的大量采用,此类事故已经很少发生.受外物撞击损伤(FOD)、高周疲劳(H CF)和低周疲劳(LCF)等的影响,现代航空发动机仍不可避免地出现叶片断裂故障.典型的风扇叶片断裂事故如图3和图4所示.图3为某T rent8921861航 空 动 力 学 报第25卷图2 涡轮盘非包容事故Fig .2 T urbine disk uncontained failure发动机风扇叶片断裂事故的照片[14],叶片从根部断裂后飞出,将其后侧的叶片从中部撞断,其余叶片的头部受损.此事故中,机匣内侧受断叶撞击和刮擦作用,断叶被包容在机匣内.图4为某波音747飞机发动机风扇叶片非包容事故照片,叶片从根部断裂后击穿机匣飞出,在机匣上形成较大图3 风扇叶片包容事故Fig .3 Fan blade co ntainedfailure图4 风扇叶片非包容事故Fig .4 F an blade uncontained f ailure的撕开口.在此过程中,其余多个叶片上半部受撞击折断.如果机匣包容性设计合理,是能够将叶片掉块或脱落的单个叶片抓获的.美国的联邦航空规则FA R33.94[7]要求:在最高工作转速下,叶片从叶根(对于整体叶盘则至少是叶片的80%处)断裂,发动机必需具有包容断叶的能力,并要求发动机在不起火、安装架不脱落的情况能继续工作15s ,除非发动机损伤诱导自动停机.英国国防标准《航空燃气涡轮发动机通用规范》[9]第12.8.7及19.3.5节详细规定了叶片包容(blade contain -m ent )的要求:机匣必需有足够强度,在最高工作转速时包容任何一个断裂或脱落的叶片,机匣没有发生较大破裂和严重扭曲变形,分析从发动机进口和出口逃逸碎片的尺寸、质量、速度和运动轨迹等,不足以危害飞机其他部分.可见,国外航空发动机规范中主要通过转子完整性(ro to r integrity )和低周疲劳等的规定和试验要求来避免轮盘破裂引起的非包容事故的发生.包容主要是指叶片断裂(blade out )后的包容要求,特别是对大尺寸和大质量风扇叶片的包容要求.2 机匣种类 根据所使用材料的不同,航空发动机机匣可以分为以下几种:①高强度结构钢机匣.具有强度及韧性好、防护效果好的优点,在早期的发动机中应用极广,但其密度和质量较大.②铝合金/钛合金机匣.密度和质量比高强度结构钢低,但强度和防护效果差一些.③高强度纤维缠绕增强机匣.在铝/钛制机匣内层外缠绕高强度纤维带,具有质量轻、包容能力强的特点.④全复合材料机匣.采用二维编织布缠绕成形或三维编织成形,具有更轻的质量[15],但仍需进一步提高强度、刚度、稳定性和使用寿命.⑤纤维增强陶瓷基复合材料机匣.此机匣充分利用陶瓷材料硬度高、比密度小和允许使用温度高的优点,但需克服材料缺陷敏感、脆性断裂、复杂形状成形困难的缺点.⑥其他材料机匣.如纤维增强铝/钛基金属复合材料机匣等.金属机匣包容能力的研究较为深入,试验和数值仿真等方法都较为成熟.连续纤维增强陶瓷可替代当前广泛使用的高温合金,进一步提高使用温度,已被用于整体燃烧室、涡轮间机匣、尾喷管等高温结构件[16-17],预计可作为内衬层用于涡轮机匣.但其结构强度随机性较大,缺乏性能数据1862 第8期宣海军等:航空发动机机匣包容性研究综述和设计方法,仍需克服成形及加工困难、研制费用高的缺点.纤维增强铝/钛基金属复合材料则存在成本高、无明显优点.随着性能的改善和原材料价格的进一步降低,高强度、高韧性的碳纤维将取代Kev lar等而成为主要的缠绕增强材料,使机匣质量更轻.此外,在解决结构刚度和制造工艺后,将出现质量更轻的全复合材料风扇包容机匣.目前, Gene ral Electric(G E)公司已经在G Enx发动机中使用直径3.05m、轴向长度1.22m的碳纤维增强全复合材料机匣.3 设计概念和方法 英国罗·罗(Ro lls-Roy ce)公司等欧美国家航空发动机公司有两种基本类型的包容性设计概念[18].第一种为传统的硬壁包容(hardw all con-tainm ent)概念,使用厚壳体将所有碎片包容在机匣内部.通常采用韧性极高的不锈钢材料制作机匣,利用其在撞击载荷作用下发生较大塑性变形以吸收断叶动能,并有效控制裂纹扩展.第二种为软壁包容(so ftw all co ntainment)概念,在薄壁金属机匣外缠绕强度和韧性优良的纤维(如Kev-lar)条带,碎片击穿机匣内层而只有被撞击的局部区域破损,机匣保持结构完整性,碎片被机匣外部增强的柔性纤维增强复合材料抓获.早期的航空发动机多采用硬壁包容机匣,在提高安全性的同时大大增加了自身质量.显然,传统硬壁包容机匣的性能较难满足现代高推质比发动机和大型涡扇发动机的设计要求.相比之下,纤维缠绕增强软壁包容机匣具有成本低、质量轻、包容能力强的特点.GE公司在CF6-80C2发动机上较早采用软壁包容机匣设计,在铝制蜂窝层外缠绕65层芳酰胺布,并以树脂进行外层保护.之后, GE90发动机在铝制机匣上缠绕多层Kev lar编织条带,质量较前面的设计更是减轻50%.由于涉及军事机密和知识产权等问题,很难从公开的文献资料中找到国外航空发动机公司关于机匣包容设计的详细过程.我国目前主要采用从英国罗·罗公司引进斯贝M K202发动设计标准EGD-3[19]和俄罗斯转子叶片包容性计算方法[20].EDG-3标准采用包容系数法,认为当机匣的包容能力系数C a大于包容断叶所需的最小包容系数C r时,机匣具有包容断叶的能力.此法在求取C r值时,采用的是基于试验和经验的包容曲线,其适用范围窄,难以推广应用.而俄罗斯破坏势能法依据撞击动力学理论公式推导而成,要求E k≤W,W=W b+W m.其中E k为断叶动能; W为机匣破坏总势能;W b为机匣壳体弯曲变形功;W m为挤压剪切障碍物的功.研究表明,利用此法计算的结果偏于保守.随着显式非线性有限元计算技术的日益完善和计算机硬件水平的不断提高,实现虚拟试验的数值仿真在航空发动机包容性分析计算中得到越来越广泛的应用.因此,发展高推质比发动机和大型涡扇发动机,高强度、高韧性纤维缠绕增强的复合材料软壁包容机匣是一种合适的选择.而包容性设计主要以数值仿真结合部件试验为主.4 试验验证 《国防科技名字大典》定义:机匣包容试验是验证机匣对折断后飞出的转子叶片包容能力的试验.如果使用部门确认全部破坏零件均被包容,则认为该试验满意地完成[21].试验验证通常分四步进行[22].第一步为打靶试验,利用氢气炮等装置发射高速弹体撞击靶板.此法相对简单、成本低,可以用于检测机匣材料的抗击穿能力,但与真实机匣/叶片包容试验的要求有一定偏离.第二步是在专门的高速旋转试验台上进行部件试验(co mponent containm ent test)[23],取某一级风扇、压气机或涡轮叶盘和机匣安装于高速旋转试验腔内,使叶片在预定的转速范围内从根部飞断后撞击机匣,以验证机匣的包容能力.试验具有相对成本低、周期短、试验结果可以直接应用等优点.根据不同的研究目的,可进行单叶片或多叶片飞断试验.第三步是台架试验(rig test),试验装置中包含发动机旋转部件及安装附件等,利用电机驱动增速齿轮箱后带动试验转子.此项试验在验证机匣包容性的同时,验证发动机安装结构件承受冲击载荷的能力.第四步是在室外试车台上进行真实发动机风扇叶片的包容试验(full engine test),以获取航管部门颁发的适航许可证.由于试验后发动机很难修复再使用,此破坏性试验通常被安排为最后一项试验.近年来完成的几次具有典型意义的试验包括:罗·罗公司于2003年8月成功完成被空客A380客机选用的T rent900发动机风扇叶片包容试验[24];于2007年4月20日完成为波音787客机配套的T rent1000发动机的包容试验.GE公司则于2007年7月5日完成为波音787客机配套的GEnx发动机的包容试验.叶片扭曲的形状和不均匀的速度分布,决定1863航 空 动 力 学 报第25卷其与机匣的撞击属于非规则撞击(non-ideal impact)问题.由于军事领域的迫切需求,许多研究者致力于弹靶撞击问题研究.从综述性的报告[25]和论文[26-30]中可以发现,大部分研究集中于圆柱形弹体以规则方式正撞或斜撞平靶板,特别是不同头部形状弹体破甲能力[31].也有部分研究关注不规则弹体撞击,Corbett等[32]和Gold-smith[33]综述了不规则撞击理论分析、数值计算和试验方法等方面的研究成果.Knig ht等[34]和Ambur等[35]通过试验与数值仿真相结合,研究叶片形碎片与靶板不规则撞击过程;Lundin 等[36]试验研究航空发动机碎片包容计算方法;范志强等[37]通过平板条模型叶片与靶板的垂直撞击试验和数值仿真结合,研究机匣包容性破坏势能法;Teng等[38]则研究碎片在发动机包容结构撞击表面啃出牙印凹痕的现象;Pereira等[39]则研究热处理对Inco nel718风扇包容材料抗击穿能力的影响.这些弹靶撞击试验的研究成果可应用于机匣包容性设计方法研究的初始阶段.试验验证是一种最直接和有效的方法,但周期长、费用高.因此,应当在发动机研制前期采用打靶试验、部件试验结合数值仿真的方法,以加快研制速度和降低研制费用,避免为取得适航证而进行的真实发动机包容试验出现失败.5 数值仿真 断叶与机匣的撞击是一个复杂的非线性动态响应过程,企图通过建立精确的数学模型而得到完全解析解是不可能的.试验固然可以获得可靠的结果,但它是一种极其昂贵的破坏性试验.包容问题本身的强非线性和不确定性也使试验结果存在较大的局限性.因此,采用实现虚拟试验的数值仿真是研究叶片包容问题的有效手段.Sa rkar和Atluri[40]在FAA的资助下通过数值仿真研究叶片与机匣撞击,考虑多个叶片相互撞击的影响.Galvez等[41]进行的透平叶片包容仿真考虑材料高温、高应变率的影响.Kraus和Frischbier[42]数值模拟德国M TU(Mo to renund Turbinen Union Friedrichshafen GmbH)航空发动机公司某型发动机低压透平叶片与机匣的撞击刺穿过程.日本川崎重工[43]将数值仿真技术用于燃气涡轮发动机的包容性设计中.宣海军等[44]、于亚彬等[45]和范志强等[46]分别对叶片包容的试验台试验进行了数值仿真研究.Shm otin等[47]给出一种利用商用软件进行叶片包容分析的方法.可以看出,数值仿真方法在叶片包容设计中已经得到较为广泛的应用.航空发动机的叶尖速度通常超过400m/s,断叶与机匣撞击时应变率达到103s-1,涡轮等部件工作在800℃以上的高温条件下,因此数值仿真必需考虑材料应变率和温度的影响,选择合理的材料本构方程是关键.基于黏塑性理论的Johnson-Co ok本构方程[48]能较好的模拟材料的硬化、应变率和温度软化效应,由于物理意义清晰而在工程中被广泛采用.其本构方程为σe=[A+B(εp e)n](1+C lnε·＊)(1-T＊m)(1)式中σe为流动应力;εp e为等效塑性应变;ε·＊为等效应变率;T＊为无量纲温度;A,B,C,n和m为材料常数.相应的材料失效模型可采用Jo hnso n-Cook 累积损伤准则[49],定义损伤参数D为D=∫(1/εf)dεp e(2)式(2)中破坏应变定义为εf=(D1+D2e D3σ＊)(1+D4lnε·＊)(1+D5T＊)(3)式(3)中σ＊=p/σeff=-Rσ,p为压力,σeff为Von Mises等效应力,Rσ为应力三轴度.定义初始时D=0,当D=1时材料失效.应变率103s-1量级的材料参数需采用H op-kinson杆拉/压冲击试验或Tay lo r环冲击试验测量.Galvez等[50]利用H opkinson杆和高温炉试验装置测定一种FV535不锈钢机匣材料的JC (Jo hnso n-Cook)模型参数;Donald[51]和G rego-ry[52]测定Ti-6Al-4V和2024-T3材料的JC参数;陈刚等[53]测定TC4材料的JC参数,可应用于数值仿真.但是,JC参数的确定有一定困难,即使是相同的材料和测试方式,结果也会有差异[51-52].因此,仍需深入研究建立标准化的测试方法,以测定我国常用机匣和叶片材料应变率相关的力学性能参数.随着计算机硬件和商用软件计算能力的不断提高,考虑叶片包容、转子突加不平衡和联接结构耐冲击等内容的多学科整机包容性分析[54]将得到推广应用,如图5所示.纤维增强复合材料机匣的应用,也将把航空发动机包容性数值仿真带入新的领域.1864 第8期宣海军等:航空发动机机匣包容性研究综述图5 整机包容性分析Fig.5 Aer o-engine containment analysis6 机匣和叶片破坏方式 金属机匣受叶片撞击后的破坏方式主要有鼓凸、穿孔、撕裂和整体失稳等,如图6所示.其中撕裂破坏易出现在风扇机匣中,穿孔破坏则易出现在涡轮机匣中.当机匣具有足够强度时,可以将断叶包容在机匣内部而只产生局部区域的鼓凸变形和刮擦.当机匣受到断叶撞击和其余叶片的连续图6 金属机匣破坏方式Fig.6 M ental case failure pa tte rns刮擦时易引起整体失稳.叶片的破坏方式包括断叶整体弯曲变形、其余叶片头部撞击弯曲变形、全部叶片断裂成诸多碎块等,如图7所示.当叶片材图7 叶片破坏方式Fig.7 Blade failure pa tte rns1865航 空 动 力 学 报第25卷料的冲击韧性较差,某个叶片发生断裂故障后飞出,若机匣包容性差,大量碎片击穿机匣危及飞机安全;若机匣包容性好,则断叶易卡在机匣内侧打断全部叶片,使发动机迅速失去动力.当叶片材料的冲击韧性好,某个叶片断裂飞出过程中,由于机匣包容性好,其他叶片仅头部被打弯或前后缘被打出缺口,发动机仍能保持一定的动力坚持工作到飞机落地.这一点,在选择航空发动机叶片材料时需认真对待.纤维增强树脂基层合复合材料机匣在叶片撞击下,初始撞击点产生纤维剪切断裂失效,而周边区域产生分层和撕裂失效[55].7 大飞机发动机风扇包容机匣 先进复合材料及其制造技术已经成为减轻飞机质量和提高飞机性能的重要措施[56],目前50%的在役民用大涵道比涡扇发动机风扇包容机匣采用纤维缠绕增强结构.为满足国际民航组织(ICAO)航空环境保护委员会(CAEP)《国际民用航空公约-附件16》中规定的噪声控制和污染物排放要求,彼尔姆公司的PS-90A-76、CFM国际有限公司的LEAP-X,GE公司的GEnx等在研发动机的风扇机匣或后沿机匣均采用复合材料结构.我国民用大飞机发动机要取得国际适航证,高包容能力的轻质风扇机匣是必然的选择.解决的途径之一是参考罗·罗公司的T rent900, T rent1000及T rent XWB发动机,采用带有环形加强筋的钛合金整体机匣,如图8(a),具有质量轻、结构紧凑的特点.但要加工出直径大于2m的锻造薄壁钛合金机匣工艺难度极高,目前只有美国公司掌握此项技术.途径之二是参考GEnx发动机,采用碳纤维增强全复合材料机匣,如图8 (b),具有质量很轻的特点.但此类机匣仍处于验证试验阶段,其成本和工艺很难把握,研制风险极大,是未来发展的方向.途径之三是采用目前普遍使用的纤维缠绕复合材料机匣,如图8(c),具体结构如图9,在风扇机匣外采用缠绕方式包裹多层韧性很好的纤维(如Kevlar)预浸料,并与机匣固化成一体.风扇机匣工作温度一般在150℃以下,可以采用环氧树脂或双马树脂基体.纤维缠绕成形筒体结构件是一种先进的工艺方法,能充分发挥连续作业的特点[57].风扇机匣的制造工艺可以吸收复合材料外涵机匣、高压储氢容器、火箭发动机壳体等零部件的制造经验.图8 典型航空发动机Fig.8 Re pre sentativ e ae ro-engine图9 纤维缠绕增强风扇包容机匣结构Fig.9 Fibe r reinfo rced fan containmentcase structure研制复合材料包容机匣,首先需要建立相应的包容性设计方法.Akron大学Binienda教授领导的研究小组,进行复合材料风扇机匣模型样品的撞击试验和数值分析方法研究[55,58-59].Arizo na 州立大学M obashe r和Rajan领导的小组则联合NASA(美国航空航天局)格伦研究中心通过静强度试验和打靶试验,结合数值仿真技术,研究复合1866 第8期宣海军等:航空发动机机匣包容性研究综述材料机匣包容断叶的可靠建模方法[60-62].与静载荷及低速撞击载荷不同,高速撞击载荷作用下,纤维增强复合材料呈现出明显的应变率相关的力学性能[63].因此,在纤维增强复合材料机匣包容能力分析过程中引入应变率相关材料本构模型是非常必要的.此外,有限元模型对复合材料侵彻过程的数值仿真结果会产生较大影响.目前,复合材料有限元模型主要有连续体模型、准细观模型和细观模型等.连续体模型将复合材料简化为各向异性的连续介质,在三维方向定义不同的材料性能参数,尽管与真实结构有较大差异,但使用方便.准细观模型在单胞结构的基础上得到复合材料整体力学性能.细观模型根据纤维的真实空间布置建模,纤维和基体分别划分有限元网格.细观模型与真实结构完全一致,但有限元网格划分极细,工作量极大,需要高性能计算机才能完成计算.因此,建立一种工程实用的建模方法满足纤维增强复合材料机匣包容性分析具有重要意义.8 总结与展望 因此,研制推质比高、质量轻、污染少的新一代航空发动机的包容机匣,需要在以下几个方面加强研究:1)通过改善金属机匣的结构形状提高其包容能力.Carney等[64]的打靶试验和数值仿真研究表明在机匣被撞击区域采用径向曲面可有效提高其抗撞击吸能能力.但此种改良方法能否采用,需从制造工艺和费用、包容能力等方面加以综合考虑.2)纤维增强复合材料风扇包容机匣的低成本制造技术.高成本是长期以来制约纤维增强复合材料结构推广应用的因素之一.采取低成本制造技术,可以实现纤维增强复合材料的优化应用.纤维丝或纤维束缠绕增强结构制造工艺技术要求高、抗撞击分层能力差.三维编织结构具有极好的抗撞击分层能力,但制造成本高.纤维束2-D编织布缠绕层合结构具有制造工艺简单、成本低、抗撞击分层能力好的特点,是风扇包容机匣的发展方向.3)全复合材料风扇包容机匣的缠绕规律.它是最基本和最重要的工艺参数之一.GEnx风扇包容机匣,早期采用单线纤维丝缠绕造成整体结构刚度不足,后采用人字形编织带叠合缠绕的方式解决此问题.4)耐高温复合材料机匣.研制耐高温树脂基体和耐氧化高强度纤维,将复合材料机匣由风扇和低压压气机等冷端推广应用到高压压气机等热端.5)叶片包容过程的整机耦合动力学响应分析方法研究.叶片包容过程包含断叶撞击机匣、转子突加不平衡响应、安装结构冲击损伤、整机结构振动等的耦合作用,需综合多学科计算方法加以研究.6)智能包容机匣(sm art containment case).在复合材料内嵌入多功能智能纤维实时诊断机匣损伤情况,并据此调整发动机的工作状态,以避免危险事故的发生.致谢:本文以第十四届航空发动机结构强度振动学术会议的论文为基础进行修改、补充.感谢与会代表们为本文提供宝贵的意见和建议!参考文献:[1] 陈光.航空发动机结构设计分析[M].北京:北京航空航天大学出版社,2006.C HEN Guang.Analysis of aeroengine structu re desig n[M].Beijing:Beij ing University of Aeronau tics and A stro-nautics Press,2006.(in Chinese)[2] National T rans portation Safety Board.Aircraft accident 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HB
52582000
在脱变：芡勖钒
材料研制生产宁的应用分柝
常伟
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北京航空材料研宄院北京
摘要介绍了在高温合金和高温防护涂层等研制和生产过程中的
应
用情
况概述了该标准在发动机用材料及高温防护涂层研制和生产检验过程中的应用并着
重
分析了该标准在使用过程中暴露的问题针对该标准的技术
内容提出了几点修订建议
关键词抗氧化性测定高温合金和高温防护涂层应用浅析中图
分类号文
献标识码文章编号
目前航空用钢高温合金高温防护涂层及定方法》修订为对航空用钢高温钛合金的抗氧化性能测试基本都采用合金及高温防护涂层的抗氧化性测定的试验设备及
《钢及高温合金的抗氧化性测定试验方法》但是仪器试验方法及实验条件和试验结果的评定做出
在十几年的使用过程中也逐渐暴露出了规定不仅可用于进行静态氧化试验标准的附
些问题尤其是随着发动机推重比或功重比的提录还规定了循环氧化试验方法是
高高温合金和髙温防护涂层不断发展出现了目前钢高温合金高温防护涂层等材料抗氧化性新型高温合金和高性能防护涂层并且测试用试样能公认的测试方法应用面十分广泛己经作为航也发生了些必要的变化难以满足空发动机用材料和高温防护涂层抗氧化性能测定
的
相应的测试和评级的需求此外中依据是目前多个型号标准中高温防护涂层抗氧化
还存在部分小的瑕疵有待进行明确或修改性能测试的必引标准且被多项中国航空工业集
团
本文将简要介绍的应用情况和使公司标准引用
用过程中暴露出的问题并初步提出相应的修订建科研和检验人员按照该标准已经对多种牌号
议的高温合金包括等轴晶定向凝固单晶高温合金进行过抗氧化性能测定并参照该标准对抗氧
应用情况简介化涂层热障涂层和高温耐冲蚀涂层等多种高温防
金属材料及防护涂层抗氧化性能测定方法的常护涂层及少数钛合金进行过抗氧化性能
测
定
在材
见标准有《金属抗氧化性测定方法》料和涂层的研制和生产中发挥了重要作用不仅用
《钢的抗氧化性能测定方法》和于评价新研材料的抗氧化性能还用于对产品进行
《钢及高温合金的抗氧化性测定试验方检验中航工业北京航空材料研究院采用
法》适用于钢合金及其制件对本单位及系统内多家其他单位的送检试样进主要针对钢进行抗氧化性能测定行了测试常见的测
试
材料见表
不能很好地适用于高温合金及高温防护涂层制定于年根据各航空厂所的需求于应用过程中暴露的
问
题
年参照《钢的抗氧化性能测虽然规范了航空用钢
高
温
合
收稿日期
DOI:10.13237/j.cnki.asq.2014.03.001航空杨难
化
攻看卑期
表抗氧化性能测试的常
见材料
需要然而随
着高温防护涂层尤其是热障涂层性
序号材料翻灘涂层种类能的不断提升在型号产品中
的应用
也越
来越
多
高自巧热障涂层是个高温合金基体金属底层陶瓷面层
：合金
等
的多层涂层体系起隔热作用的面层为陶瓷
材料
物层系列涂层面层的物理性能和金属底层以及
基体差别较大
直
髙温防护涂层系列热涂层锆酸系歹热章接影响到涂层的使用寿命所以结合力考核显得尤
为重要亟需规范相应的测试方法金高温防护涂层和钛合金的抗氧化性能评定在的附录中仅针对循环氧化推荐
的
保温时间冷
定程度上促进了上述材料的研发进度有利于保却时间间隔冷却方式仅有空冷不符合热循证产品的质量稳定性但是随着航空发动机性能的环热冲击和热震法的测试现状例如热震试验为提高对材料和涂层性能的要求也越来越高各种水冷热冲击试验为空冷或风冷并且现有课题中
在研新材料也大量出现已不能完全对涡轮工作叶片上热障涂层的结合力评价方法要求满足当前髙温合金及其防护涂层测试的需要不同可见亟需对进行修订以满
试验方法种类不能满足考核热障涂层结合力的足涂层结合力评定
的需
要
要求试样对于测定高温防护涂层不完全适用
在高温抗氧化性能测试方面有如下几个概的表中推荐的静态氧化试念样为系列不同尺寸规格的圆柱状试样和板状
静态氧化般保温小时为个周期按试样附录规定循环氧化试样的尺寸般
为
标准试验时间百到几百小时高温氧化起主导作目前实际测试过程
中由
用可对材料或涂层进行抗氧化评级于高温合金等材料的获得及加工问题部分单位循
循环氧化般保温分钟分钟空冷分环氧化试验也釆用圆柱状试样此外热障涂层试
钟为个周期部分模拟了发动机材料的起落过验用板状试样边角多由于边缘效应边
角处涂层
程高温氧化也起主导作用可测试在该试验条件易脱落不能完全反映涂层抗剥落情况因而在部
下材料的循环氧化寿命分型号研制课题中已经开始使用锥形试样
示
意图
热循环般保温分钟空冷分钟为个周见图不含悬挂部位进行静态
氧化和热
循
环试
期部分模拟了发动机材料的起落过程既考虑了验尽量降低边缘效应对测试结果的影
响
高温氧化作用也考虑了冷热交变对涂层热态结合
力的作用可测试涂层材料特别是热障涂层在
该试验条件下的热循环寿
命
热冲击般保温分钟空冷或风冷
分
钟个周期主要是考虑了冷热交变对涂层热态结
合力的影响可测试涂层主要用于热障涂
层
该试验条件下的抗剥落性能增重法评级标准不能满足较为准确的评级要求
热震般保温分钟瞬间水冷为个周期通过查阅
中的
表
可依据平均
是种加速苛刻测试涂层热态结合力的试验方氧化速度和评价氧化皮脱落量将材料
的抗氧化性能
法可测试涂层主要用于热障涂层在该试验条分为级并且两个指标得出的
级别不致时
以
件下的抗剥落性能较为严格的为准表中对次抗氧化级弱
由于标准编制时国内髙温防护涂层在发动机上抗氧化级和不抗氧化级别级的评级标准
的应用还不够成熟尤其是热障涂层还处于研宄初未对平均氧化皮脱落量进步细分仅规定大于
期阶段尚未在型号产品中大批量应用该规定基本能够满足标准制定时的分级
需
定位为抗氧化性能测试仅包含静态氧化试验求然而随着单晶高温合金和高性能热障涂层等材和循环氧化试验附录未考虑结合力的测试料的出现在实际测试过程中发现存在部分特殊
的
隨情况例如材料的平均氧化速度达到级水平研制和生产的重要性应结合
发布实
平均氧化皮脱落量却很高甚至可高
达
以施以来暴露出的问题进行修订以进步提高可操
上根据
中表的评级标准材料的作性和实用性具
体修订建议如下
抗氧化级别为级但材料的抗氧化性能却远不能建议在深入调研标准使用单位高温
防护涂层
达到相应级别的预期等热震性能测试需求和现状的基础上对
部分计算公式不能完全满足对长寿命高温防护中热循环试验的相关规定加以完善补充风
涂层性能测定的要求冷水冷的相关规定并且补充针对热震试验的相
的条对增重法抗氧化级别评关规定
定的规定为“试验大于的抗氧化性评级按式鉴于试验需要和目前各相关单位的试验
现
状
计算平均氧化速度性能评价可参照表进调整对试验用试样的规定丰富试样种类在循
环
行”由于静态氧化试验在初期试样质量急剧增氧化试验中增加圆柱形试样在热障涂层等高
温
防
加随着表面氧化层的形成氧化增重速度会适当护涂层的循环氧化和热震试验用试样中增加锥形试
降低正常的氧化增重曲线成开口向右的抛物线样
测试实际需要采用试验至规定时间和时试样的统计和分析新型材料静态抗氧化性能试验数
重量变化而不采用试样试验前的原始重量否则据包括使用的试样种类抗氧化性能数据完善
会导致计算得出的平均氧化速率相比试样服役期间和细化抗氧化级别评定标准的稳定工作阶段偏大极有必要加以明确以提高进步明确标准中可能导致理解不当的公式和
标准的可操作性如果用中的符号表描述提高标准的可操作性
示可将试验大于时的平均氧化速度计算公式按照现有航标编写规定重新编写补充使用的
写成公式其中新增的符号表示规定试验化学试剂的要求纠正标准中的个别笔误时间后试样与容器的和重结论邓满足了标准制定时的抗氧化性能此外条的规定并未提及将平均抗氧化皮试验需求规范了高温合金和高温防护涂层等的抗脱落量也作为评价指标对于本文前面提到的
平均氧化性能测试方法在很大程度上促进了发动机材
氧化速度小平均氧化皮脱落量大等特殊的情况料的研发和生产但是
随着材料的不断进步和测
试
也不能很好地评价需要加以说
明
需
求的提高有必要进行修订修订后的
部分内容有瑕疵适用范围将主要针对航空用高温合金和高温防
护涂
重量损失法清除氧化皮所用溶液中各化学试剂层钢和钛合金等可参照使用能够更好地满足抗均未明确相应的纯度等级可操作性有待提高
氧化性能测试的需求
年《热处理工艺质
量控
制
要求》换版为《热处理工艺质量控
参考
文献
制》中的部分术语或描述方式发
张光业张华张厚安航空用高温合金防护
生了变化中对加热炉的要求与涂层的研制及其应用的新进展材料导报
《热处理工艺质量控制》中的相关名词术语或描述方式不尽致部分术语宜调整名称陈荣章王罗宝李建华铸造高温合金发展
部分条款宜重新描述的回
顾与展望航空材料学
报
中公式氧化增重计算公式龙
中的解有误
编辑雨晴
鉴于对高温合金高温防护涂层