30CrMnSiNi2A高强钢的疲劳小裂纹扩展特性及寿命预测
30CrMnSi Ni2A飞机起落架热处理工艺设计解析
辽宁工业大学工艺课程设计（论文）题目：30CrMnSiNi2A飞机起落架热处理工艺设计院（系）：材料与化学工程学院专业班级：材料科学与工程072学号：学生姓名：指导教师：起止时间：2010-7-5~2010-7-16课程设计（论文）任务及评语前言金属热处理是将金属工件放在一定的介质中加热到适宜的温度，并在此温度中保持一定时间后，又以不同速度冷却的一种工艺。
金属热处理是机械制造中的重要工艺之一，与其他加工工艺相比，热处理一般不改变工件的形状和整体的化学成分，而是通过改变工件内部的显微组织，或改变工件表面的化学成分，赋予或改善工件的使用性能。
其特点是改善工件的内在质量，而这一般不是肉眼所能看到的。
为使金属工件具有所需要的力学性能、物理性能和化学性能，除合理选用材料和各种成形工艺外，热处理工艺往往是必不可少的。
钢铁是机械工业中应用最广的材料，钢铁显微组织复杂，可以通过热处理予以控制，所以钢铁的热处理是金属热处理的主要内容。
另外，铝、铜、镁、钛等及其合金也都可以通过热处理改变其力学、物理和化学性能，以获得不同的使用性能。
热处理是现代工业中不可缺少的一项重要工序，它可以不破坏材料而提高材料的性能使材料达到需要的性能，对提高零件的性能，挖掘材料的潜力，节约用材，延长机器零件使用寿命起着重要作用。
热处理在日常生活、医药、通讯、国防乃至航天领域也有着极其重要的作用。
是国家工业技术发展水平的象征。
随着人们对热处理这一技术的认识和掌握，必将进一步推动人类的进步和文明。
随着机械制造业的技术升级，新技术，新工艺，新材料，新设备的广泛应用并迅速转化为优质产品，需要大批高智能型技术工人的有效劳动。
这就迫切要求企业的热处理技术人员了解和掌握材料热处理方面的基础知识，并能自觉地，完整地，独立地执行热处理工艺规范，确保优质、高效、文明的热处理生产。
选择什么样的钢种制造大飞机起落架，可以满足飞机减重的需要、实现与飞机机体同寿命使用、实现起落架低成本要求，还要满足大飞机起落架大型零件的需求，就需要研究低合金超高强度钢大规格棒材组织和性能均匀性控制的技术问题。
应力比对疲劳裂纹扩展速率的影响
应力比对疲劳裂纹扩展速率的影响徐威华;苗张木【摘要】通过30CrMnSiNi2A钢在不同应力比下疲劳裂纹扩展试验数据,讨论了在相同裂纹长度时应力比对疲劳裂纹扩展速率的影响,并提出了R-p-da/ dN-a概率模型.分析表明疲劳裂纹扩展速率与裂纹长度之间存在幂函数关系da/dN=C(R)(a)n(R),且lgC(R)和n(R)是应力比R的线性相关函数,lgC(R)随着应力比R增大而减小、n(R)随着应力比R增大而增大.但是在相等裂纹长度下,应力比增大,疲劳裂纹扩展速率是减小的.【期刊名称】《大连交通大学学报》【年(卷),期】2017(038)001【总页数】4页(P117-120)【关键词】疲劳;疲劳裂纹扩展速率概率模型;数据拟合;应力比【作者】徐威华;苗张木【作者单位】武汉理工大学交通学院,武汉430063;武汉理工大学交通学院,武汉430063【正文语种】中文疲劳裂纹扩展速率是研究工程结构疲劳断裂的重要内容，也是含裂纹材料抵抗裂纹扩展能力的一项韧性指标.1963年Paris P.C 提出了著名的Paris公式：式中:a是裂纹长度;N为应力循环次数;ΔK是应力强度因子幅值;m和C是与应力比R有关的材料参数.在Paris公式的基础上提出了许多的修正公式，其中有代表性的考虑到应力比R对da/dN-ΔK曲线影响的公式也有很多如：Forman公式[1]、Walker公式[2]、Forman&Mettu公式[3]等.有许多文献研究应力比对Paris公式中疲劳裂纹扩展速率以及两个参数的影响[4-7].而这些研究存在的一个局限就是没有考虑到应力比R对ΔK的影响.实际使用中的构件承受的随机载荷由应力幅值和平均应力二元变量控制，且这二元变量对疲劳裂纹扩展均起到主导作用[8].在恒幅正弦循环载荷作用下,应力循环随时间做周期性变化的一个完整过程如图1.应力比R为最小应力值σmin与最大应力值σmax的比值，ΔK是与(σmax-σmin=2σa)线性正相关的.研究表明当应力幅值σa为定值时，应力比R增大只引起平均应力σm增大，对应力强度因子幅值ΔK是没有影响的，相当于应力循环曲线的整体向上平移，此时由于平均应力的增大疲劳裂纹扩展速率是增大的[1].在固定最大应力σmax改变最小应力σmin,采用不同应力比R预制疲劳裂纹时，应力比R的增大会同时引起平均应力σm增大和σa减小(即ΔK减小).但是许多学者都只是研究相同应力强度因子幅值ΔK下应力比对疲劳裂纹扩展速率的影响.单一考虑以ΔK为自变量比较同一ΔK时疲劳裂纹扩展速率da/dN的大小会忽略应力比R对ΔK的影响，本文将同时考虑应力比R对平均应力σm和应力强度因子幅值ΔK的影响，通过对以裂纹长度a为自变量不同于Paris公式的疲劳裂纹扩展速率表达式da/dN=Can的分析，研究应力比R对疲劳裂纹扩展速率da/dN的影响，并且通过分析发现了公式中的两个重要参数C和n与应力比R之间明确的函数关系.考虑到疲劳裂纹扩展的随机性，采用概率计算的方法，得到每个应力比下具有概率统计意义的疲劳裂纹扩展速率曲线da/dN-a，并提出了形如da/dN=C(R)(a)n(R)的R-p-da/dN-a概率模型研究应力比R对p-da/dN-a曲线的影响规律.本实验的实施和数据分析，严格按照《金属材料疲劳裂纹扩展速率试验方法》GB/T6398-2000[9]进行.1.1 试件情况材料：30CrMnSiNi2A热处理：240℃等温1 h，900℃淬火，250℃回火3 h试样形状：CT试样，B=20 mm，W=80 mm1.2 试验条件加载条件: 正弦波，恒幅频率:13.33 Hz试验温度:室温，15～25℃相对湿度:70%～80%应力比:R=0.1, 0.3, 0.4，0.6最大载荷:1.96×104 N采用固定最大载荷，改变最小载荷达到改变应力比R的方法；试件数目为每个应力比R下各5个；起始裂纹长度为32 mm，指定裂纹长度为51 mm.采用分组试验法进行试验，考虑到试验数据的分散性，同种应力比条件下的试件有5个，这5个试样的实验数据经过概率统计的方法处理得到的概率平均值作为该应力比下的有效数据.具体操作为：通过试验测得5个试件在恒幅载荷下的疲劳裂纹扩展长度a及对应循环数N的一系列数据对，即a-N曲线，记录这5个试件在同一循环载荷作用下，裂纹从起始长度32 mm扩展到指定裂纹长度(51 mm)的循环数Nij，其中i=1， 2,3,4,5表示试件序号，共有5个试件，j=1,2,…20表示指定裂纹长度aj共有20个.以同种应力比R对应的5个a-N试样数据为一个总样本，由于裂纹扩展寿命N成对数正态分布[10]，则实验数据可进行以下处理，得到一条具有统计意义的a-N 曲线：取对数裂纹扩展循环数xji=lgNji为随机变量，并将对应同一aj的不同xji 值作为一个子样本进行统计处理.当给定j时，由i个试样xji可以得到子样本均值和子样本标准差Sj具有可靠度p的对数裂纹扩展寿命为其中:b(p)的值取决于可靠度p.则具有可靠度p的安全裂纹扩展寿命为：将同种应力比的20组(aj,Nj,p)值画在a-N坐标上得到该应力比R的P-a-N曲线，然后采用七点递增多项式的数据处理方法对P-a-N数据求切线斜率得到da/dN.于是得到各个应力比下的P-da/dN-a曲线，取P为50%、99%时的a-(da/dN)50和a-(da/dN)99数据的拟合曲线分别绘制在同一坐标下，如图2和图3：由图可以看出应力比R与疲劳裂纹扩展速率有明显的相关性，在同一裂纹长度a条件下，应力比R增大，疲劳裂纹扩展速率是减小的.这与文献[1,7]中：在相同的应力强度因子幅值ΔK下，随应力比R增大，疲劳裂纹扩展速率提高这一结论是相反的，这是因为选取的自变量不同所造成的，这为研究应力比对疲劳裂纹扩展速率影响提供了一个新的角度与思路.通过数据拟合发现疲劳裂纹扩展的速率与疲劳裂纹的长度呈现幂函数关系.本文用幂函数y=CXn对数据进行拟合，发现拟合结果非常理想，拟合结果如表1所示.表中R2是拟合的相关系数，是检验拟合效果的系数，介于0和1之间.R2越接近1说明变量之间相关程度越大，拟合效果越好.由拟合数据可以看出，参数C和n都随着应力比R的变化而变化.参数C随着应力比R增大而减小，参数n随着应力比R增大而增大.通过拟合lgC-R与n-R的数据关系，发现lgC，n都与应力比R有明显的相关性.其拟合曲线与关系式如图4～7所示.图中拟合数据看出lgC，n都与应力比R有明显的线性相关性，其相关系数R2都几乎接近1，拟合关系式如下：当p=50%时即p=50%的R-p-da/dN-a概率模型为当p=99%时即p=99%的Rp-da/dN-a概率模型为采用新的裂纹扩展速率表达式da/dN=Can还可以得到参数C，n与应力比R之间的明确函数关系.通过已知少数几个应力比R下的疲劳裂纹扩展速率就可以建立R-p-da/dN-a概率模型，从而得到任意应力比R和裂纹长度a下的疲劳裂纹扩展速率，达到预测不同工况下疲劳裂纹扩展速率的目的.该模型实际是一个曲面方程，表示R，a，da/dN三坐标中的一个曲面.通过这个曲面可以直观形象的看到疲劳裂纹曲线的变化趋势.(1)同时考虑应力比R对平均应力与应力强度因子幅值ΔK的影响，提出不同于Paris公式的疲劳裂纹扩展速率表达式da/dN=Can.在相同的裂纹长度a下，应力比R增大，疲劳裂纹扩展速率是减小的.与在相同的应力强度因子幅值ΔK下，随应力比R增大，疲劳裂纹扩展速率提高这一结论相比，是从一个全新角度研究应力比对疲劳裂纹扩展速率影响.这也说明应力强度因子幅值ΔK对疲劳裂纹扩展速率的影响要比平均应力对疲劳裂纹扩展速率的影响大;(2)疲劳裂纹扩展速率表达式da/dN=Can中的两个重要参数C和n与应力比R有明确的函数关系.不同应力比下的参数lgC(R)与n(R)是应力比R的线性相关函数，lgC(R)随着应力比R增大而减小、n(R)随着应力比R增大而增大;(3)考虑到了疲劳裂纹扩展的随机性，运用概率统计的方法计算循环次数Np，进而计算疲劳裂纹扩展速率(da/dN)P,保证了结论的可信度.并建立了形如da/dN=Cp(R)(a)np(R)的R-p-da/dN-a概率模型.通过模型可以得到任意应力比R的疲劳裂纹扩展速率，充分利用有限的实验数据所提供的信息.E-mail:***************.cn.【相关文献】[1]FORMAN R G,KEARNEY V E,ENGLES R M.Numerical analysis of crack propagation in cyclic loaded structures[J].Int.f.Fracture Mecb.,1967,12(89):459- 464.[2]WALKER K.The effect of stress ratio during crack propagation and fatigue for 2024- T3 and 7075- T6 aluminum[J].ASTM STP,1970,462(2):1- 14.[3]FORMAN R G,METTU S R.Behavior of Surface and Corner Cracks Subjected to Tensile and Bending Loads in Ti- 6A1- 4V Alloy[J].Fracture Mechanics:Twenty- second Symposium,1992,1131(1):519- 546.[4]赵荣国,罗希廷,任璐璐,等.航空发动机涡轮盘用GH4133B合金疲劳裂纹扩展行为研究[J].机械工程学报,2011,47(18):55- 65.[5]SUN CHENGQI,LEI ZHENGQIANG,HONG YOUSHI.Effects of Stress Ratio on Crack Growth Rate and Fatigue Strength for High Cycle and Veryhigh-cycle Fatigue of Metallic Materials[J].Mechanics of Materials,2014,69:227- 236．[6]韦龙,王时越,刘国寿,等.不同应力比下ADB610钢疲劳裂纹扩展速率的试验研究[J].机械强度,2016,38(1)：64- 68.[7]王坤茜,徐人平,林捷晖.考虑应力比的疲劳裂纹扩展概率模型[J].航空动力学报,2009(9):2012- 2018.[8]熊峻江,李睿,高镇同.用于断裂可靠性设计的P-Km- da/dN-ΔK曲面[J].实验力学,1998,13(1):111- 114.[9]国家冶金工业局.GB/T 6398—2000.金属材料疲劳裂纹扩展速率试验方法[S].北京: 中国标准出版社,2000:19- 23.[10]高镇同,熊俊江.疲劳可靠性[M].北京:北京航空航天大学出版社,2000:119- 125.。
30crmnsini2a许用应力 -回复
30crmnsini2a许用应力-回复什么是30CrMnSiNi2A许用应力？30CrMnSiNi2A许用应力是指一种特定材料在特定工况下所能承受的最大应力。
30CrMnSiNi2A是一种高强钢，由碳（C）、锰（Mn）、硅（Si）、镍（Ni）等合金元素构成，具有较高的强度和良好的韧性。
为了确保结构的安全可靠，工程设计中必须考虑材料的许用应力。
过高的应力可能导致材料破裂、变形甚至失效，而过低的应力则会造成工程结构的浪费。
30CrMnSiNi2A材料的许用应力根据其力学性能和疲劳强度来确定。
力学性能包括抗拉强度、屈服强度和延伸率等指标。
疲劳强度是指材料在循环载荷作用下能够承受的最大应力。
为了确定30CrMnSiNi2A材料的许用应力，首先需要对该材料进行力学性能测试。
通过拉伸试验、冲击试验等方法，可以得到钢材的强度、韧性等基本性能参数。
同时，进行疲劳试验，通过施加不同幅值和频率的循环载荷，观察材料的疲劳寿命，得到疲劳强度数据。
获取了上述实验数据后，可根据以下方法计算30CrMnSiNi2A材料的许用应力：1. 根据拉伸试验结果计算屈服强度和抗拉强度。
屈服强度是指材料在拉伸过程中开始产生可见的塑性变形的应力值，抗拉强度则是材料能够抵抗拉伸破坏的极限应力值。
2. 根据疲劳试验结果计算疲劳强度。
疲劳强度是指材料在循环载荷作用下能够承受的最大应力水平。
通过疲劳试验中的S-N曲线，可以找到应力水平下的疲劳寿命。
3. 根据材料的强度指标和疲劳寿命数据，综合考虑强度和韧性要求，确定30CrMnSiNi2A材料的许用应力。
在实际工程设计中，通常会根据材料的可靠性和结构的安全系数，对许用应力进行修正。
通过考虑不同的工况和可靠性要求，可以对许用应力值进行合理调整，以确保结构在整个使用寿命内不会失效。
总结起来，30CrMnSiNi2A许用应力是通过实验测试和计算方法得出的钢材在特定工况下所能承受的最大应力。
通过对材料的力学性能和疲劳强度进行测试和分析，确定材料的强度指标和疲劳寿命，最终得出合理的许用应力值，以保证结构的安全可靠性。
毕业设计论文飞机前起落架机构设计论文
1.引言起落架是供飞机起飞、着陆时在地面上滑跑、滑行停放用的。
它是飞机的主要部件之一，其工作性能的好坏以及可靠性直接影响飞机的使用和安全。
具体说，起落架主要功用有：一是吸收并耗散飞机着陆垂直速度所产生的动能；二是保证飞机能够自如而又稳定地完成在地面上的各种动作。
为了有效地完成起功能，起落架设计面临着结构设计、机构设计、空气动力性能以及由飞机用途决定和维修人员提出的使用、维修等方面一系列存在的有一定矛盾的各种要求。
举例来说，在多数情况下飞机起落架整个装置的重量占全机重量的3%~5%，占飞机结构重量的10%~15%；而它必须在飞机升空后能收入到机体结构和飞机阻力影响最小的空间中去。
然而，现代飞机速度增大；现代战斗机均要求有近距离起落等高性能；一些大型运输机比过去重的多（如波音-747的重量是波音-707-320的两倍多），此时就必须采用大的多轮式起落架；同时上述种种原因使起落架的各种装置比过去更为复杂，而使其起落架的空间更显紧张。
由此可见，设计人员要找到一个能最好地协调各种要求，同时又使结构轻、成本低的设计方案变得越来越困难了。
现代飞机起落架是由结构、机构和各种系统共同组成的复杂机械装置，包括减震系统、受力支柱、撑杆、机轮、刹车装置和防滑控制系统、收放机构、电气系统、液压系统和其他一些系统和装置。
因此起落架设计比飞机结构设计的其他部件要包含更多的工程专业。
起落架材料的发展状况，欧美国家起落架选用300M和35NCD16低合金超高强度钢整体锻件结构加工工艺，零件外形加工后进行真空热处理或可控气氛热处理。
材料利用率只有12.5%-25.0%。
俄罗斯起落架选用30CrMnSiNi2A（真空冶炼）低合金超高强度钢锻件焊接结构加工工艺，主要受力构件采用高压真空电子束焊焊接，焊后进行热处理（空气炉加热+盐浴炉淬火）。
目前，新型的高强度、高韧性和高腐蚀抗力的改进型镍-钴低碳合金钢已开始在舰载飞机起落架上应用，最典型的材料是AerMet100和AF100，此类材料除具有优异的综合力学性能外，还具有优良的疲劳性能和焊接性能，可替代现在使用的起落架结构材料300M和4340钢等。
30CrMnSiNi2A螺栓脆性断裂问题研究
73中国设备工程Engineer ing hina C P l ant中国设备工程 2018.10（上）检制度。
第三，为了让施工人员在施工质量管理中有所参考，有必要制作各种工程质量样板，让施工人员严格按照施工样板来施工，降低施工人员在施工过程中的盲目性。
第四，做好工程施工中的技术交接。
各种施工技术标准应该由工程技术人员制定，在制定完毕后，必须经过技术负责人的审核，在审核通过后，再交给各具体的施工班组长。
为了让施工人员详细掌握各种施工细节，班组长有必要对各施工人员做统一的培训，并对他们进行答疑。
第五，一定要执行好质量例会制度。
工程质量例会一定要定期召开，各施工质量管理人员和各施工班组长一定要到会参加，对工程中的质量问题进行总结，并就解决措施进行讨论，研究出解决问题的方法，确保及时解决已经出现的工程质量问题，还要对未来施工中可能出现的质量问题，进行认真的讨论，并做好应对措施。
第六，有必要实行各种质量奖惩机制，对因自身原因造成的质量问题的人员进行处罚，对质量工程做得好的施工集体进行表扬，提高施工人员开展质量工作的积极性。
第七，做好施工中的组织编审工作。
根据企业工程争先创优的需要，制定相应的争先创优计划和具体实施细则，在制定完毕后一定要经过领导的审核，在施工过程中，逐渐发现制定不合理之处，并积极进行完善。
第八，一定要落实对原材料的质量管理制度。
原材料的质量高低对工程质量的好坏有直接性的影响，特别是针对争先创优工作，不仅要选择合格的材料，更应该选择质量优等的材料。
对原料的采购环节，就要严把材料质量关，在材料进入到工程现场后，一定要做好其质量抽查工作，存在质量问题的原材料不能使用。
3 结语实际的电力大修技改工程管理过程往往受到各种因素的影响，这些因素都会对工程质量造成比较大的影响。
因此，这需要工程的各个部门加强相互之间的协调，合理对各种资源进行优化配置，让各种资源充分发挥自己的作用，保证各个部门都能得到及时的资源供给。
风力发电机齿轮箱轮齿断裂原因分析
风力发电机齿轮箱轮齿断裂原因分析摘要：风能变化是风力发电机的主要部件之一，刀具是旋转齿轮箱最常用的部件，其工作状态直接影响到整个材料的工作状态，齿轮的主要失效形式是齿面磨损，齿面接触疲劳、齿面塑性变形及齿面弯曲断裂，因此，研究风机齿面断裂的原因，提高风机的整体性能具有重要意义，提高风力发电机使用寿命，降低风力发电机维护成本。
关键词：风力发电机；齿轮箱轮齿；断裂原因1. 风力发电机齿轮箱轮齿断裂的原因1）随机断裂通常是由于轮齿缺陷、点蚀、剥落或其他应力集中源在该处形成过高局部应力集中引起的。
2）夹杂物、细微磨削裂纹等轮齿缺陷在交变应力作用下，裂纹不断扩展导致轮齿随机断裂。
3）不当热处理造成的过高残余应力也能引起轮齿的局部断裂。
4）载荷过大，或轮齿修形不到位，引起啮入冲击载荷过大，都会造成随机断裂。
5）轮齿偏载造成的齿面损伤会引起轮齿腰部或轮齿根部的随机断裂。
6）较大的异物进入啮合处也会使局部轮齿断裂。
2. 风力发电机齿轮箱轮齿断裂原因分析过程和结果2.1材料力学性能测试结果在斜齿段的1/2轴半径位置，沿纵向制取3根棒状拉伸试样（?10mm）和3个V型冲击试样（10mm×10mm×55mm），在轮齿心部取2根棒状拉伸试样（?5mm）。
研究得知，中间轴材料的规定塑性延伸强度略低于技术要求下限，其他指标满足技术要求，材料室温冲击吸收功满足技术要求；轮齿心部材料的拉伸性能满足技术要求。
2.2宏观形貌分析图1为断齿中间轴宏观形貌照片。
可见，轴上共有3条轮齿发生断裂，分别编号为1、2、3。
图1齿轮轴宏观形貌其中断口1和断口2形貌类似，整个断齿上都观察不到明显的塑性变形，面积较大的断面上可见清晰的贝纹状疲劳弧线，断口断裂方向与齿面夹角约为70°，结合轮齿受力情况，判断该断口为交变弯曲应力作用下的疲劳断口。
断口1、断口2主起裂源均位于距离右侧端面90mm的位置，两个断口的起裂源均位于齿腰位置，疲劳裂纹在交变弯曲载荷作用下向两侧和对面扩展，疲劳断口的瞬断区面积很小，表明轮齿所受循环应力不大。
30CrMnSiNi2A与铝合金夹层材料手工制孔工艺优化
30CrMnSiNi2A与铝合金夹层材料手工制孔工艺优化万书会，张博轩，曹宇，张泉，张遵生（天津航天长征火箭制造有限公司，天津300462）摘要：运载火箭舱段产品中部分螺栓连接孔位置因装配空间和产品结构的限制，无法采用大型设备进行自动化制孔，只能采用手工制孔。
对于30CrMnSiNi2A钢锻件与铝合金零件的连接部位，因30CrMnSiNi2A材料硬度较高，手工制孔的难度较大，钻铰出的安装孔孔径超差较多，孔内壁容易出现阶梯及粗糙度差的问题。
基于上述问题采用新型的手工制孔方式，突破了30CrMnSiNi2A与铝合金夹层材料舱段制孔难、质量一致性差的问题。
关键词：30CrMnSiNi2A钢锻件；舱段制孔；镶合金划钻中图分类号:TG937文献标志码:粤文章编号：员园园圆原圆猿猿猿（圆园员9）03原园157原园3 Optimization of Manual Hole Making Process for30CrMnSiNi2A and Aluminum Alloy Sandwich Materials WAN Shuhui,ZHANG Boxuan,CAO Yu,ZHANG Quan,ZHANG Zunsheng(Tianjin Long March Launch Vehicle Manufacturing Co.,Ltd.,Tianjin300462,China)Abstract:Due to the limitation of assembly space and product structure,some bolt connection holes in the launch vehicle cabin products cannot be processed by large equipment and can only be processed by manual.The joint of30CrMnSiNi2A steel forgings and aluminum alloy parts has high hardness,and it is difficult to manually process the holes,resulting in more out-of-tolerance diameter of the mounting holes,and the inner wall of the holes is prone to the problem of stepped holes and high roughness.Based on the above problems,a new type of manual processing is adopted to solve the problem of the hole making of the30CrMnSiNi2A and the aluminum alloy sandwich material.Keywords:30CrMnSiNi2A steel forgings;cabin hole;inlaid alloy drill0引言30CrMnSiNi2A钢是一种综合性能良好的航空结构材料，因其含有Ni元素，钢的强度和韧性较高[1]。
30CrMnSi Ni2A飞机起落架热处理工艺设计
辽宁工业大学工艺课程设计（论文）题目：30CrMnSiNi2A飞机起落架热处理工艺设计院（系）：材料与化学工程学院专业班级：材料科学与工程072学号：学生姓名：指导教师：起止时间：2010-7-5~2010-7-16课程设计（论文）任务及评语前言金属热处理是将金属工件放在一定的介质中加热到适宜的温度，并在此温度中保持一定时间后，又以不同速度冷却的一种工艺。
金属热处理是机械制造中的重要工艺之一，与其他加工工艺相比，热处理一般不改变工件的形状和整体的化学成分，而是通过改变工件内部的显微组织，或改变工件表面的化学成分，赋予或改善工件的使用性能。
其特点是改善工件的内在质量，而这一般不是肉眼所能看到的。
为使金属工件具有所需要的力学性能、物理性能和化学性能，除合理选用材料和各种成形工艺外，热处理工艺往往是必不可少的。
钢铁是机械工业中应用最广的材料，钢铁显微组织复杂，可以通过热处理予以控制，所以钢铁的热处理是金属热处理的主要内容。
另外，铝、铜、镁、钛等及其合金也都可以通过热处理改变其力学、物理和化学性能，以获得不同的使用性能。
热处理是现代工业中不可缺少的一项重要工序，它可以不破坏材料而提高材料的性能使材料达到需要的性能，对提高零件的性能，挖掘材料的潜力，节约用材，延长机器零件使用寿命起着重要作用。
热处理在日常生活、医药、通讯、国防乃至航天领域也有着极其重要的作用。
是国家工业技术发展水平的象征。
随着人们对热处理这一技术的认识和掌握，必将进一步推动人类的进步和文明。
随着机械制造业的技术升级，新技术，新工艺，新材料，新设备的广泛应用并迅速转化为优质产品，需要大批高智能型技术工人的有效劳动。
这就迫切要求企业的热处理技术人员了解和掌握材料热处理方面的基础知识，并能自觉地，完整地，独立地执行热处理工艺规范，确保优质、高效、文明的热处理生产。
选择什么样的钢种制造大飞机起落架，可以满足飞机减重的需要、实现与飞机机体同寿命使用、实现起落架低成本要求，还要满足大飞机起落架大型零件的需求，就需要研究低合金超高强度钢大规格棒材组织和性能均匀性控制的技术问题。
钢的临界温度参考值(第7版)
钢的临界温度参考值（第7版）东北特殊钢集团徐效谦整理钢的临界温度参考值(第6版) 单位：℃注：1.钢的显微组织转变点A1、A3和A cm是在缓慢加热、缓慢冷却条件下测得的临界点，因同一牌号钢的化学成分不尽相同、加热和冷却速度也有差别，实测临界温度出现波动是正常的。
实际生产中，钢的组织转变总有滞后现象，实现组织转变，加热温度要高于临界点，冷却温度要低于临界点。
通常把加热时的临界点表示为Ac1、Ac3和Ac cm，把冷却时的临界点表示为Ar1、Ar3和Ar cm。
另外，用M s和M f表示马氏体开始转变和转变终了温度。
2. *表示计算值，计算采用安德魯斯（K.W.Andrews）公式16A C1＝723－10.7Mn%－16.9Ni%＋29.1Si%＋16.9Cr%＋290As%＋6.38W% （℃）A C3＝910－203%C－15.2Ni%＋44.7Si%＋104V%＋31.5Mo%＋13.1W% （℃）M s＝539－423C%－30.4Mn%－17.7Ni%－12.1Cr%－7.5Mo% （℃）3.按GB/T20878-2007规定，不锈耐热牌号表示方法变更如下：用牌号前()中的数字代替第1位数字，作为新牌号。
马氏体沉淀硬化不锈钢的临界点参考值(℃)半奥氏沉淀硬化不锈钢的临界点参考值(℃)超马氏体不锈钢的临界点参考值(℃)超临界机组用耐热钢的临界点参考值(℃)1.2Co－18 （И•Я•索科夫Сокол公式，适用于不锈钢，＋1.0Mo＋1.7Nb＋1.2V－0.3Cu－1.2Co为笔者增补的修正项。
负数表示钢中不含δ铁素体。
）6*6. Bs(℃)=630－45Mn－35Si－30Cr－20Ni－24Mo－40V－12W （适用于Cr-Mo-V-型耐热合金钢，当钢的成分处于下列范围：C0.1%～0.55%、Mn0.2%～1.7%、Cr0.1%～3.5%、Ni0.1%～5.0%、Mo0.1%～1.0%，测算偏差为±（20～25℃））。
某型飞机主起落架扭力臂连接轴裂纹原因分析
某型飞机主起落架扭力臂连接轴裂纹原因分析发布时间：2023-03-08T02:26:35.021Z 来源：《中国科技信息》2022年19期第10月作者：刘成[导读] 材料为30CrMnSiNi2A钢的主起落架扭力臂连接轴在使用一个翻修期后，在连接轴根部出现长约6mm的周向裂纹刘成（国营芜湖机械厂，安徽芜湖241007）摘要：材料为30CrMnSiNi2A钢的主起落架扭力臂连接轴在使用一个翻修期后，在连接轴根部出现长约6mm的周向裂纹。
经受力分析与宏微观分析，确定了连接轴根部出现裂纹的原因。
结果表明：连接轴在转轮机构运动时受到来自上、下扭力臂与摇臂的共同作用，会在定位面倒角处产生剪切应力和拉应力，定位面倒角处磷化层被磨损破坏对基体材料失去保护作用，从而导致连接轴在根部产生应力腐蚀裂纹。
关键词：30CrMnSiNi2A钢；裂纹；剪切应力；腐蚀0引言起落架是飞机承载的重要部件，在工作过程中承受极大的冲击载荷，容易产生裂纹，如果不能及时发现，将给飞机的起飞与着陆带来重大安全隐患[1]。
30CrMnSiNi2A钢是制造起落架零部件的主要材料[2]，是航空工业广泛使用的低合金高强度钢，具有较好的韧性和回火稳定性，经热处理后可以获得良好的抗疲劳性能、断裂韧度和低的裂纹扩展速率,还用于制造飞机机翼、发动机壳体等受力结构件以及高压连接件和高扭短轴零件。
某型飞机在翻修后的第一次500±25小时定检时探伤检查发现左主起落架扭力臂连接轴根部出现长约6mm的周向裂纹。
该型机主起落架总寿命规定为6000起落。
该零件装机后共使用4158次起落。
为了明确连接轴产生裂纹的性质，分析产生裂纹的原因，本文从连接轴的安装位置和受力分析出发，以及对裂纹的宏微观分析，确定裂纹产生的根本原因。
1连接轴结构及受力分析该连接轴的材料为30CrMnSiNi2A，总长111.5mm，抗拉强度为σb=1665±100MPa，连接轴的外形尺寸如图1所示。
飞机起落架的焊接工艺(文献综述)01
文献综述报告飞机起落架的焊接工艺专业班级：材料成型及控制工程061班学生姓名：1 研究意义：起落架是供飞机起飞、着陆时在地面上滑跑、滑行停放用的。
起落架系统是飞机的关键部件之一，其工作性能直接影响到飞机起飞、着陆性能与飞行安全。
在现代飞机起落架的各个工作部件中,收放机构在使用中发生失效的概率高达34.4%。
因此,开展起落架收放系统的研究具有重大意义。
1.1飞机起落架的主要任务飞机起落架的三个主要任务：一．把飞机停放在地面。
二．起飞及着陆时提供稳定的支持。
三．着陆时减震。
飞机的飞行性能还是很重要的。
飞机的飞行性能比在地面的性能重要的多。
有人尝试过不使用起落架，直接用机腹在航母甲板上着陆。
很不幸，这个试验暂未完成成功。
我们看到，有各种各样的起落架，每一种都有它自己的优缺点。
实用中，需要根据飞机及外界环境，综合优缺点考虑来进行选择。
在保障安全的前提下，最简单的、最小的、最轻的、最便宜的方案是比较好的选择。
分析现在的飞机，就是按照上面的说法设计起落架的。
如：重量更轻、简洁的结构、更小的阻力、收放式。
2 航空焊接技术的国内外发展现状随着飞机、发动机对减重、提高性能的需要，先进焊接技术将起着越来越重要的作用。
新材料、新结构、新工艺的有机结合，使得焊接技术将成为航空制造领域的主导技术之一，今后的发展应是新的焊接方法扩大应用，传统焊接技术升级换代，建立和完善焊接数据库，推进焊接数字化。
先进焊接技术的发展总是不断地从新科技的成果中获得新的起点。
20世纪初电弧应用于焊接产生了电弧焊，在造船、汽车、桥梁、航空航天等工业，创造出了许多大型焊接结构，使焊接成为一种重要的连接技术。
20世纪中期，电子束、等离子弧、激光束相继问世，高能束连接技术应运而生，其应用如航空发动机的电子束焊接，立即创造出了明显的经济和社会效益。
新型材料的出现对连接技术提出了新的课题，成为其发展的重要推动力。
许多新材料，如耐热合金、钛合金、陶瓷、金属基/陶瓷基/树脂基/碳－碳复合材料等的连接，特别是异种材料之间的连接，采用通常的焊接方法无法完成，扩散焊、摩擦焊、超塑成形扩散连接、液相扩散焊、活性钎焊、高性能粘接与机械连接等方法应运而生，解决了许多过去无法解决的材料连接问题。
铸态30CrMnSiNi2A_钢的热变形行为与热加工图
第16卷第4期精密成形工程2024年4月JOURNAL OF NETSHAPE FORMING ENGINEERING155铸态30CrMnSiNi2A钢的热变形行为与热加工图刘凯1，李兵伟2，王红杰1*，崔烺1，刘艳1，王雯龙1，胡俊1，陈刚1，刘光1（1.中国兵器科学研究院宁波分院，浙江宁波 315103；2.陆军装备部驻南京地区军事代表局驻烟台地区军事代表室，山东烟台 264000）摘要：目的研究铸态30CrMnSiNi2A钢的热变形行为，并建立热加工图评估出合适的热变形参数。
方法在变形温度900~1 200 ℃和应变速率0.01~10 s−1条件下开展热压缩实验，分别构建应变0.2、0.4、0.6、0.8下的热加工图，结合扫描电镜对变形后的微观组织进行分析。
结果 30CrMnSiNi2A钢在压缩过程中真应力的变化是加工硬化和动态软化协同作用的结果；在低应变速率时（0.01、0.1 s−1），流动曲线在应力值达到峰值应力（σp）后都表现出流动软化现象，而在高应变速率下流动曲线则表现出连续的加工硬化现象。
结论根据变形试样的微观组织和塑性流动是否稳定，可将热加工图分为3个区：流动失稳区、不完全动态再结晶区、完全动态再结晶区，在完全动态再结晶区内的晶粒细小均匀，所以将变形温度1 100~1 180 ℃、应变速率0.01~0.5 s−1确定为适合于30CrMnSiNi2A钢的加工窗口。
关键词：30CrMnSiNi2A钢；流变应力；本构方程；热加工图；显微组织DOI：10.3969/j.issn.1674-6457.2024.03.019中图分类号：TG1442.41 文献标志码：A 文章编号：1674-6457(2024)03-0155-10Hot Deformation Behavior and Hot Processing Map for As-cast 30CrMnSiNi2A SteelLIU Kai1, LI Bingwei2, WANG Hongjie1*, CUI Lang1, LIU Yan1,WANG Wenlong1, HU Jun1, CHEN Gang1, LIU Guang1(1. Ningbo Branch of Chinese Academy of Ordnance Science, Zhejiang Ningbo 315103, China; 2. Yantai MilitaryRepresentative Office, Military Representative Bureau of Army Equipment Departmentin Nanjing, Shandong Yantai 264000, China)ABSTRACT: The work aims to investigate the deformation behavior of as-cast 30CrMnSiNi2A steel and establish the hot pro-cessing map to evaluate the appropriate thermal deformation parameters. Thermal compression experiment was carried out on as-cast 30CrMnSiNi2A steel at deformation temperature range of 900-1 200 ℃and the strain rate range of 0.01-10 s−1. The hot processing map under the strain of 0.2, 0.4, 0.6 and 0.8 was constructed, respectively, and the microstructure after deformation was analyzed by scanning electron microscope. It was found that the change of flow stress of 30CrMnSiNi2A steel was affected by processing hardening and dynamic softening. At low strain rates (0.01, 0.1 s−1), the flow curves showed flow softening after the stress values reached the peak stress (σp), while the flow curves showed continuous work hardening at high strain rates. In terms of microstructure of the deformed samples and whether plastic flow is stable or not, the processing map can be divided收稿日期：2024-01-04Received：2024-01-04基金项目：宁波市2025重大科技攻关项目（2022Z003，2022Z056，2023Z013，2022Z002）Fund：2025 Key Science and Technology Research Project of Ningbo (2022Z003, 2022Z056, 2023Z013, 2022Z002)引文格式：刘凯, 李兵伟, 王红杰, 等. 铸态30CrMnSiNi2A钢的热变形行为与热加工图[J]. 精密成形工程, 2024, 16(4): 155-164. LIU Kai, LI Bingwei, WANG Hongjie, et al. Hot Deformation Behavior and Hot Processing Map for As-cast 30CrMnSiNi2A Steel[J]. Journal of Netshape Forming Engineering, 2024, 16(4): 155-164.*通信作者（Corresponding author）156精密成形工程 2024年3月into three areas: instability zone, incomplete dynamic recrystallization zone, and complete dynamic recrystallization zone. The grains are fine and uniform in the complete dynamic recrystallization zone, so the temperature of 1 100-1 180 ℃ and the strain rate of 0.01-0.5 s−1 are determined to be suitable processing window for the as-cast 30CrMnSiNi2A steel.KEY WORDS: 30CrMnSiNi2A steel; flow stress; constitutive equation; hot processing map; microstructure30CrMnSiNi2A低合金超高强钢由于其抗疲劳性能优异、强度高和韧性好等优点，被广泛用于飞机零部件（如起落架和紧固件）的制造中[1]。
热处理工艺参数对30CrMnSiNi2A钢组织及性能的影响
热处理工艺参数对30CrMnSiNi2A钢组织及性能的影响2.沈阳飞机工业（集团）有限公司3.东北大学材料科学与工程学院摘要：为研究热处理工艺参数对30CrMnSiNi2A钢组织及性能的影响，对奥氏体化后经不同等温温度、不同回火温度下的30CrMnSiNi2A钢试样进行力学性能检测和金相组织分析。
研究结果表明,30CrMnSiNi2A钢奥氏体化后在200~600℃回火，随着回火温度的升高，强度和硬度下降、延伸率和断面收缩率整体呈缓慢上升趋势，其金相组织由回火马氏体逐渐向回火索氏体过渡；30CrMnSiNi2A钢经奥氏体化后在200~290℃等温淬火，随着等温淬火温度的升高，其金相组织由回火马氏体+无碳化物贝氏体逐渐转变为无碳化物贝氏体，抗拉强度和硬度显著下降，延伸率和断面收缩率变化不大。
关键词：超高强度钢,力学性能,回火马氏体,无碳化物贝氏体1 前言30CrMnSiNi2A是一种常见的低合金超高强度钢，热处理后可获得高的强度和较好的塑、韧性，广泛应用于我国航空工业[1]。
30CrMnSiNi2A钢常用的热处理工艺为淬火+回火或等温淬火+回火[2]，热处理工艺的不同，其性能会出现较大的差异[3-5]。
本文主要通过对30CrMnSiNi2A钢进行加热和不同温度的等温淬火和回火处理，研究了不同等温淬火温度和回火温度对30CrMnSiNi2A钢热处理后组织和性能的影响，分析热处理后性能随温度变化规律和原因，为热处理工艺优化和不合格品处理提供依据。
2 试验材料及方法2.1试验材料试验用30CrMnSiNi2A材料试样均从某钢厂生产的Φ45mm热轧退火态钢棒上截取，其化学成分如表1所示。
表1化学成分元素C CrMnSiNiS P含量，%.311.111.081.121.65.005.0072.2试验方法试验材料按表2规格加工后按表3所列工艺进行热处理，1～6组试样奥氏体化保温后采用油冷淬火工艺，7～10组试样奥氏体化保温后采用等温淬火工艺，奥氏体化加热（含油淬和等温淬火）设备为多用途炉，回火设备为空气井式回火炉。
使30CrMnSi钢达到超高强度钢性能的工艺研究及应用
８３０℃ ꎬ 所以 ８２０℃ 淬火属于亚温淬火ꎮ
淬火后 均 按 原 低 温 回 火 工 艺 进 行 低 温 回 火ꎮ
图 １ 料筐中的试验件
又经过连续数批产品的验证试验之后ꎬ 这种筒
其热处理后的力学性能对比见表 １ꎮ 从表 １ 可见ꎬ
在 ８２０ ~ ９００℃ 范围ꎬ 淬火温度越高ꎬ 其材料强度
越高ꎮ
开辟了新的有效途径ꎮ
以轻量化减少能源消耗和提高产品性能是飞
率 Ａ≥９％ ꎬ 硬度在 ４６ ~ ５０ＨＲＣ 范围ꎬ 而且要求热
钢提高产品零件的强度ꎬ 减小壁厚和重量是实现
许出现氧化 脱 碳ꎮ 由 于 产 品 试 制 的 交 货 期 很 短ꎬ
轻量化的有效途径之一ꎮ 但超高强度钢的价格较
需尽快投料ꎬ 但厂里没有所需的超高强度钢库存ꎬ
贵ꎬ 会提 高 生 产 成 本ꎬ 不 利 于 产 品 的 市 场 竞 争ꎮ
临时采购和求援时间已来不及ꎬ 所以只能考虑可
机、 车辆等许多产品的发展趋势ꎮ 采用超高强度
为了提高产品性能ꎬ 满足国家经济建设和国防建
设的需要ꎬ 并且尽可能降低产品造价ꎬ 持续开展
否采用库存的 ３０ＣｒＭｎＳｉ 钢代替ꎮ
(２) 热处理工艺试验方案ꎮ 根据 « 黑色金属
３０ＣｒＭｎＳｉ 钢的第二种超高强度热处理工艺研究ꎮ
(２) 不同淬火温度的热处理工艺试验ꎮ 首先
是在 ８２０℃ ~ ９００℃ 范围进行了不同淬火温度淬火
的对比试验ꎮ 其中 ９００℃ 稍高于 ＧＢ / Ｔ ３０７７ 标准推
荐的淬火温度 (８８０℃ ) ꎬ 也是 ３０ＣｒＭｎＳｉ 钢常用的
强 烈 淬 火 温 度ꎮ ３０ＣｒＭｎＳｉ 钢 的 Ａ Ｃ ３ 相 变 点 为
ＫＵ２ ≥３９Ｊꎬ 具有良好的综合 力 学 性 能ꎮ 但其 抗 拉
30CrMnSiNi2A钢真空等温淬火工艺研究
第4期30Cr M nSi N i 2A 钢是一类在国防军用等重点领域广泛采用的低合金超高强度钢,该钢种由前苏联引入,在30Cr M nSi A 钢的基础上提高了锰和铬的含量,并添加了质量分数1.4%~1.8%的镍[1-2],使其具备了多种优质性能,得到了军工航天设备制造业一致的喜爱和认可,在航天设备、重武器等领域应用较多。
为得到更强的材料强度、硬度、韧性、耐磨性和塑性等,30Cr M nSi N i 2A 钢一般需要进行等温淬火[3],以获得下贝氏体组织。
现今工厂大部分等温淬火采用盐浴等温淬火,存在工序繁琐、易造成环境污染、危害操作人员身体健康等诸多问题,属于航天限用工艺。
而真空等温淬火无需经过硝盐等温淬火的开水烫除盐、磨端部、吹砂、试样精磨等工序,能够直接打硬度交检,极大地提高了生产效率。
然而材料的热处理工艺不同,其性能会出现很大差异[4],为保证后续加工的顺利进行,研究30Cr M nSi N i 2A 钢真空等温淬火温度对其性能影响是其中的重要环节。
本文以30Cr M nSi N i 2A 棒料为研究对象,对其进行不同等温温度下的真空等温淬火处理,结合显微镜和力学拉伸等测试方法对热处理后的显微组织及力学性能进行表征,分析等温温度对该材料组织和力学性能的影响,可为30Cr M nSi N i 2A 钢真空等温淬火温度的选择提供理论依据和参考。
1试验材料和方法1.1试验材料本试验选取了30Cr M nSi N i 2A 钢圆型棒料进行收稿日期:2023-03-10;修订日期:2023-04-0630C rM nSi N i 2A 钢真空等温淬火工艺研究尚勇,陈浩,宋泽彬(西安航天动力机械有限公司,陕西西安710025)摘要:通过对材料进行真空等温淬火和盐浴等温淬火系列对比试验,研究了等温温度对30Cr M nSi N i 2A 钢的表观质量、金相组织和力学性能的影响,获得了30Cr M nSi N i 2A 钢真空等温淬火的工艺参数。
飞机起落架刹车盘紧固螺栓断裂原因
理圯t§腙-物理分册PTCA (PART A :PHYS.TEST.)_____________VJ.«J1P U 量控f j与失软分析DO丨：10.11973/丨hjy-w丨202012012飞机起落架刹车盘紧固螺栓断裂原因田浩，陈荣，傅国如，李权(北京航空工程技术研究中心，北京100076)摘要:在飞机起飞前的机务检查中发现某飞机起落架刹车盘紧固螺栓断裂了。
采用宏观分 析、微观分析、金相检验、硬度测试、氢含量测定等方法对螺栓的断裂原因进行了分析。
结果表明：该紧固螺栓的断口具有氢脆断裂特征，其断裂失效性质为氢脆断裂；螺栓在使用中局部发生了环境腐蚀，腐蚀产生的氢被螺栓吸收导致该螺栓发生了氢脆断裂。
关键词：紧固螺栓；断裂；氢脆；环境腐蚀中图分类号:TB303 文献标志码：B 文章编号：1001-4012(2020) 12-0048-04Fracture Causes of Fixing Bolt of Aircraft Undercarriage Brake DiscTIAN Hao. CHEN Rong. FU Guoru. LI Quan(Beijing Aeronautical Technology Research Center, Beijing 100076, China)Abstract ：The fixing bolt of the undercarriage brake disc of an aircraft was found to be broken during the maintenance inspection before the aircraft took off. The fracture causes of the bolt were analyzed by macro analysis, micro analysis，metallographic examination，hardness test and hydrogen content determination. The results show that the fracture of the fixing bolt had the characteristics of hydrogen brittleness fracture, and the fracture failure property was hydrogen brittleness fracture. Environmental corrosion of the local bolt occurred in service. The hydrogen produced by corrosion was absorbed by the bolt, which led to hydrogen brittleness fracture of the bolt.Keywords：fixing bolt；fracture；hydrogen brittleness；environmental corrosion氢脆是指由于氢渗入金属内部，从而使金属零 件或构件在低于材料屈服极限的静应力持续作用下 发生失效的过程，其属于低应力延迟脆性断裂，具有 突发性，故氢脆具有极大的破坏性[1]。
钢的临界温度参考值(第7版)
钢的临界温度参考值之欧侯瑞魂创作（第7版）东北特殊钢集团徐效谦整理钢的临界温度参考值(第6版) 单位：℃1、A3和A cm是在缓慢加热、缓慢冷却条件下测得的临界点，因同一牌号钢的化学成分不尽相同、加热和冷却速度也有不同，实测临界温度出现动摇是正常的。
实际生产中，钢的组织转变总有滞后现象，实现组织转变，加热温度要高于临界点，冷却温度要低于临界点。
通常把加热时的临界点暗示为Ac1、Ac3和Ac cm，把冷却时的临界点暗示为Ar1、Ar3和Ar cm。
另外，用M s和M f暗示马氏体开始转变和转变终了温度。
2. *暗示计算值，计算采取安德魯斯（K.W.Andrews）公式16A C1＝723－10.7Mn%－16.9Ni%＋29.1Si%＋16.9Cr%＋290As%＋6.38W% （℃）A C3＝910－203%C－15.2Ni%＋44.7Si%＋104V%＋31.5Mo%＋13.1W% （℃）M s＝539－423C%－30.4Mn%－17.7Ni%－12.1Cr%－7.5Mo% （℃）3.按GB/T20878-2007规定，不锈耐热牌号暗示方法变动如下：用牌号前()中的数字代替第1位数字，作为新牌号。
马氏体沉淀硬化不锈钢的临界点参考值(℃)半奥氏沉淀硬化不锈钢的临界点参考值(℃)超马氏体不锈钢的临界点参考值(℃)超临界机组用耐热钢的临界点参考值(℃)参考文献1《钢的过冷奥氏体转变曲线》第一图册，本溪钢铁公司第一炼钢厂、清华大学机械系金属资料教研组合编，1978（内部资料）。
2《合金钢钢种手册》第一册～第五册，冶金工业出版社,1983。
3《钢及热处理曲线手册》国防工业出版社，1986。
4《合金钢热处理手册》[苏]H.B 尔格尔，中国铁道出版社。
5《热处理工作者手册》[美]机械工业出版社。
6《钢的热处理原理》[美]G.克劳斯，冶金工业出版社。
7《结构钢手册》王洪明编，河北科学技术出版社，1985.8。
航空材料与飞机研究进展
发展
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
欧美国家航空铝合金的发展已经历了第一代静强度
铝合金、第二代耐腐蚀铝合金和第三代高纯铝合金。 它们广泛用作B737、B747 系列改型、B757/767、 A320、A330、A340等民用客机以及F15、F16、F18、 F22等战斗机主体结构材料。
铝合金—— 发展
20世纪80年代末至90年代中期，第四代耐损伤铝合金 2524-T3和7150-T77的研制成功是航空铝合金跨时代的进 步，是铝合金发展史上的里程碑。引领这个发展的推动力 来自精密热处理技术及合金成分精确控制等关键技术 的突破。
传统铝合金因此完成了向高性能铝合金的里程碑式大发展， 其标志性产品是2000系传统铝合金和7000系传统铝合金 推陈出新的牌号——耐损伤2524-T3合金和高强、高韧、 耐蚀7150-T77和7055T77合金。
7150-T77厚板和挤压材、7055-T77厚板和挤压材、2524T3板材、2197-T861板材等高性能铝合金为第四代战斗机 F-35、第三代民机B777 以及大型军用运输机C-17 等飞机 耐久性/ 损伤容限设计思想的实现提供了材料技术保障。
定向凝固、单晶生长、粉末冶金、机械合金化、陶瓷 型芯、陶瓷过滤、等温锻造等新型工艺的研究成功推 动了高温合金的迅猛发展。
定向凝固技术最为突出。目前各国先进航空发动机叶 片都采用定向、单晶合金制造涡轮叶片。
从国际范围来看，Ni 基铸造高温合金已形成等轴 晶、定向凝固柱晶和单晶合金体系
国外高温合金的发展
粉末高温合金也由第一代650℃发展到750℃、850℃粉 末涡轮盘和双性能粉末盘，在先进高性能发动机上使用。 如损伤容限粉末合金Rene'88DT已用作F119发动机一级 涡轮盘。
第十章 宇航飞行器失效分析及案例2010
涡轮喷气发动机示意图 1-进气道；2-压气机；3-燃烧室；4-涡轮；5-尾喷管 进气道； 压气机 压气机； 燃烧室 燃烧室； 涡轮 涡轮； 尾喷管 进气道
10.1. 3 发动机的典型结构
涡轮风扇发动机示意图 1-进气道；2-压气机；3-燃烧室；4-涡轮； 进气道； 压气机 压气机； 燃烧室 燃烧室； 涡轮 涡轮； 进气道 5-风扇；6-尾喷管 风扇； 尾喷管 风扇
（6）断口分析 ） 1）宏观断口： ）宏观断口： 失效件断口宏观形貌为粗糙度大放射状的撕裂棱花样特征 粗糙度大放射状的撕裂棱花样特征（ ① 失效件断口宏观形貌为粗糙度大放射状的撕裂棱花样特征（图1示），表 示 明加载速率很大断裂源位于螺栓孔内壁粗糙处 属典型的解理断口 螺栓孔内壁粗糙处， 解理断口（ 明加载速率很大断裂源位于螺栓孔内壁粗糙处，属典型的解理断口（图2）。 ） 失效件宏观断口裂纹慢速扩展区有疲劳弧线 但疲劳扩展区面积很小， 疲劳弧线， ② 失效件宏观断口裂纹慢速扩展区有疲劳弧线，但疲劳扩展区面积很小， 绝大部分为瞬时断裂区。 绝大部分为瞬时断裂区。
按飞机在运行中的不同阶段对载荷的分类情况
分 类 受 载 情 况
平衡机动，俯仰机动，对称垂直突风，鸟撞滚转机动， 平衡机动，俯仰机动，对称垂直突风，鸟撞滚转机动，不 飞行载荷 对称垂直突风，偏航机动，发动机失效偏航，横向突风， 对称垂直突风，偏航机动，发动机失效偏航，横向突风， 发动机扭矩，发动机侧向、陀螺力矩， 发动机扭矩，发动机侧向、陀螺力矩，增压舱 着陆载荷 水平最大垂直，水平最大起转，水平最大回弹，尾沉着陆， 水平最大垂直，水平最大起转，水平最大回弹，尾沉着陆， 单轮着陆，侧向载荷，回跳着陆， 单轮着陆，侧向载荷，回跳着陆，应急着陆
硬壳式
前机身和后机身