航空材料学报

张荣武, 根本实, 须藤一

1984, 4(1): 1-6.

[摘要](1190) [PDF 4141KB](78)

摘要:
本文论述了具有fcc同类型晶格的Ni-Al-Ti系/'定向共晶合金的开发研究。研究表明，在Ni-Al-Ti系状态图中存在共晶线，而且能良好地定向生长成/'两相共晶。/'两相的相间距S与凝固速度r满足如下公式:S1/r。研究也表明，/'定向共晶合金具有良好的塑性和高温强度。/'相的( 100)晶面与生长方向倾斜5~15。在定向凝固和时效状态下，合金由/'两相组成，同时研究了/'两相界面位错和持久断裂试样的位错结构。室温压缩变形沿(111) 110密排方向发生。

定向凝固高温合金DZ22的研究

王罗宝, 陈荣章, 王玉屏

1984, 4(1): 7-13.

[摘要](1216) [PDF 4308KB](70)

摘要:
本文叙述了定向凝固涡伦叶片合金DZ22的化学成分、机城性能和显微组织以及合金的冶炼、铸造和热处理工艺。研究结果表明:Dzzz合金具有相当高的中、高温性能和良好的铸造性能，并且可以同美国著名的DS合金PWA1422相媲美。用DZzz合金生产了一批涡轮叶片。文中列出了涡轮叶片热冲击试验结果。

DZ22定向高温合金的初熔及其控制

郑运荣

1984, 4(1): 14-20.

[摘要](1190) [PDF 5118KB](73)

摘要:
含铃合金的Ni5Hf相含量迢过1.0%(体积)时，在加热示差热分析曲线的1135~11600℃温度范围出现Ni5Hf熔化峰。Ni5Hf相的存在诱发了含铃铸造镍基高温合金的初熔。定向铸锭上、下端存在明显的Ni5Hf偏析，因而对初熔的敏感性明显不同.低碳或无碳DZ22合金形成更多的Ni5Hf相，促进了合金的初熔。通过11500℃/8小时预处理可消除合金中的Ni5Hf相，从而可使最终固溶处理温度提高50℃，取得明显的均化效果，进一步提高定向合金1040℃持久性能.

GH33A合金缺口敏感性研究

周瑞发, 邓波

1984, 4(1): 21-27.

[摘要](1165) [PDF 4942KB](75)

摘要:
本文研究镍基合金GH33A在不同缺口半径时，使用温度(T)、应力()和寿命()之间的关系。捉出激活缺口敏感时，温度和应力的动态因子(Sb)如下: Sb=P.lg,P=T(16+1.5lg)试验结果表明，GH33A合金在Sb条件下无缺口敏感性。

采用能量积分法监测点焊熔核尺寸的研究

刘效方, 鲍学武, 张信忠, 喻盛科

1984, 4(1): 28-34.

[摘要](1173) [PDF 4899KB](61)

摘要:
本文主要介绍采用Ivdt积分法监测点焊熔核尺寸的研究结果和应用。采用本方法监测每一焊点的能量，能反映出因电流、电源电压、电极压力和电流分流诸因素的波动造成熔核尺寸的变化.通过生产应用证明，该方法监测点焊质量具有较高的可靠性，是一种简便、有效、适用范围广的监测方法.

混合树脂及其复含材料的性能

袁正华, H.特瓦底

1984, 4(1): 35-42.

[摘要](1188) [PDF 4959KB](57)

摘要:
下一代飞机用的复合材料必须具有耐高温性能和高断裂延伸率。在本研究工作中，分别试验了MY720和LY556树脂的混合物及它们分别与T300、HM45和ST-1-7纤维相结合的复合材料的性能。文中谈到了纯树脂和复合材料试验试样的制备方法和试验方法，介绍了混合树脂及其复合材料的耐温性、断裂延伸率及拉伸强度等的试验结果，同时对所得的试验结果作了较详细的讨论。

CT试样的循环J积分

谢济洲, 刘绍伦

1984, 4(1): 43-50.

[摘要](1214) [PDF 4939KB](70)

摘要:
经本文改进的CT试样循环J积分J=2/Bb(1U+2P )+2Ue/Bb{一1.2025a/W+0.6233 0.3a/W0.53一0.02Sin[/0.23(a/W一0.53)] 0.53＜a/W0.95 可以适用于0.3a/W0.95的整个裂纹扩展范围。与同类型的近似公式相比，不仅扩大了应用范围，而且精度也有所提高。

FGH95超合金粉末粒度函效关系的探讨

俞克兰, 龚章汉

1984, 4(1): 51-56.

[摘要](1152) [PDF 4011KB](68)

摘要:
本文主要讨沦了氩气雾化FGH95超合金吩末的粒度分布函数.通过对几种类型粉末的试验和回归分析，确定了其粒度分布函数为负指数模型。本文还试图用比较线性回归方程斜率的统计量，来检验两条粒度分布曲线之间的差异。在特定条件下，即当两条曲线的分布函数相同且取值范围一致时，计算证明是可行的。

结钩材料疲劳裂纹扩展机制及其工程应用

颜鸣皋

1984, 4(1): 57-76.

[摘要](1243) [PDF 13371KB](58)

摘要:
本文对我们近年来进行的一些飞机结构材料(铝合金、钛合金和高强度钢等)的疲劳裂纹扩展机制及其工程应用研究结果作了简要的回顾。对结构材料在不同疲劳裂纹扩展阶段，特别是裂纹初期扩展阶段中的微观特征及其机制进行了描述，并提出了预测各种金属与简单合金疲劳裂纹扩展门坎值的一个普遍计算式。现行四种过载模型对Ti-6Al-4V合金在拉伸过载下的延缓效应和寿命估算的预测能力也进行了评价。经过改进的Willenborg与Maarse棋型对过载下的寿命估算精度较原始模型有了明显的提高，其中改进后的Maarse模型在提高拉伸过载和谱载下的寿命估算精度方面取得了较好的效果.文中还讨论了显微组织、应力比、表面状态和环境等因素对结构材料疲劳裂纹扩展行为的影响。

用Paris公式拟合门坎值附近裂纹扩展数据时自变量选择的比较

赵伟, 丁传富, 顾明达

1984, 4(1): 77-80.

[摘要](1239) [PDF 13259KB](37)

摘要:
自从Paris把应力强度因子做为线弹比情况下疲劳裂纹扩展的驱动力来描述疲劳裂纹扩展的行为，并提出著名的Paris公式以来，由于这一公式能较好地反映疲劳裂纹扩展数据的规律，并且较为简单，所以，人们在处理疲劳裂纹扩展速率的第二阶段的实验数据时，常常使用这一公式。并从于数理统计中处理相关关系时自变量选择的考虑，均以应力强度因子(就双对数坐际系而言，下同)作为自变量进行实验数据的拟合。以应力强度因子为自变量，不仅在统计上念义明确，而几所得结果能够较好地适用于人们了解材料在给定应力强度下裂纹扩展速率这一试验目的的需要。所以，上述处理方法在国内外发表的大量有关文献中均可看到。然而，在处理第一阶段疲劳爱纹扩展速率的实验数据、确定材料的门坎值时，情况就有所不同了。第一，我们的目的是寻求特定的裂纹扩展速率(定义为10-7mm/cycle)所对应的应力强度因子值;第二，第一阶段i纹扩展对各种因素的敏感性增加而导致了数据的分散性较大;第三，试验周期冗长，通常所得到的数据点相对较少。由于上述原因，若按照美国材料与试验协会所推荐的方法，即仍以应力强度因子为自变量进行实验数据的拟合，则在一些情况下所得结果是不理想的。囚此，有必要对传统的方法加以改进，使之适合处理门坎值数据的需要。

1984年 第4卷 第1期

1984年第4卷第1期