隨著我國航天工業(yè)的迅猛發(fā)展,短時(shí)高速飛行器的飛行速度不斷提高,傳統(tǒng)的長時(shí)高溫鈦合金已經(jīng)無法滿足高速飛行器的使用要求,650～700 ℃應(yīng)用的短時(shí)高溫鈦合金成為研究熱點(diǎn)。課題組前期在Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Si系高溫鈦合金的基礎(chǔ)上添加了不同含量的Nb、Mo、W設(shè)計(jì)了Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Nb-W-Si系短時(shí)高溫鈦合金,系統(tǒng)研究了合金成分和熱處理工藝對(duì)微觀組織和力學(xué)性能的影響規(guī)律,但對(duì)合金高于650℃甚至700 ℃的性能尚未開展研究。因此,本文以Ti-6.5Al-2Sn-4Zr-x(Mo-Nb-W)-Si系短時(shí)高溫鈦合金為研究對(duì)象,系統(tǒng)研究了其700 ℃時(shí)成分-組織-性能之間的關(guān)系及熱處理工藝對(duì)合金組織性能的影響,并對(duì)合金在700℃下的變形及斷裂行為開展了探索研究。主要研究結(jié)果如下:對(duì)經(jīng)單級(jí)退火處理后合金的組織及性能研究發(fā)現(xiàn),經(jīng)簡單退火后,合金均獲得由等軸狀αp相和片層狀βt組織組成的雙態(tài)組織。適量Mo元素的加入可以提高合金在700 ℃下的抗拉強(qiáng)度,Nb、W元素的加入都可以提高合金在700 ℃下的屈服強(qiáng)度。相比于在600℃及650 ℃時(shí),700℃下,Mo元素的強(qiáng)化效應(yīng)減弱,而N...

【文章頁數(shù)】：69 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

圖１．２經(jīng)不同溫度熱處理后合金的金相組織：（ａ）?８５０?°Ｃ／２?ｈ／ＡＣ，（ｂ）?９２０?°Ｃ／２?ｈ／ＡＣ，??（ｃ）?９４０?°Ｃ／２?ｈ／ＡＣ，?（ｄ）?９６０?°Ｃ／２?ｈ／ＡＣ，?（ｅ）?９８０?°Ｃ／２?ｈ／ＡＣ，?（ｆ）?１０００?°Ｃ／２?ｈ／ＡＣ［３４］???￣Ｉ２００??

８４０?８８０?９２０?９６０?１０００??Ａｎｎｅａｌｉｎｇ?ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ?Ｃ??圖１．３熱處理溫度與合金高溫拉伸性能的關(guān)系［３４］??５??

圖１．３熱處理溫度與合金高溫拉伸性能的關(guān)系［３４］??

圖１．６?ＴＣ２１合金在１０ｓ?—１及不同溫度下變形的ＴＥＭ形貌：（ａ）?８８０°Ｃ，?（ｂ）?９３０°Ｃ［５７］??

的研宄較少。??Ｚｈａｏ等人分別對(duì)不同溫度下ＴＣ２１合金的拉伸變形情況進(jìn)行了研宄發(fā)現(xiàn)，即使在??高于８３０?°Ｃ的高溫情況下，高應(yīng)變率也是會(huì)導(dǎo)致再結(jié)晶發(fā)生的，如圖１．６所示［５７］。而??兩相鈦合金的軟化行為主要是有兩個(gè)方面的原因：一個(gè)是合金中相的變化，也就是動(dòng)??態(tài)再結(jié)晶，還有....

圖17經(jīng)650℃拉?

?１緒論???張文婧分析了兩種不同Ｍｏ、Ｎｂ、Ｗ含量的Ｔｉ－Ａｌ－Ｓｎ－Ｚｒ－Ｍｏ－Ｓｉ系合金在６５０?°Ｃ??溫度條件下拉伸后的斷口發(fā)現(xiàn)，合金在６５０?°Ｃ拉伸前后晶粒取向差存在明顯差異性，??主要表現(xiàn)為分布在Ｐ轉(zhuǎn)變組織中的小角度晶界數(shù)量大幅增加，如圖１．７和??

本文編號(hào)：4031690