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钟燕

作品数：12 被引量：78H指数：6
供职机构：中国燃气涡轮研究院更多>>
发文基金：中国航空科学基金更多>>
相关领域：一般工业技术航空宇航科学技术金属学及工艺更多>>

合作作者

文献类型

  • 8篇期刊文章
  • 3篇会议论文
  • 1篇专利

领域

  • 8篇一般工业技术
  • 6篇航空宇航科学...
  • 5篇金属学及工艺

主题

  • 8篇合金
  • 5篇航空发动机
  • 4篇钛合金
  • 2篇断口分析
  • 2篇新型结构
  • 2篇先进航空发动...
  • 2篇显微组织
  • 2篇紧固
  • 2篇紧固件
  • 2篇粉末高温合金
  • 2篇高温合金
  • 2篇TC17钛合...
  • 1篇等静压
  • 1篇低周
  • 1篇低周疲劳
  • 1篇锻造
  • 1篇锻造工
  • 1篇锻造工艺
  • 1篇叶盘
  • 1篇优化控制

机构

  • 12篇中国燃气涡轮...
  • 3篇钢铁研究总院
  • 3篇西北工业大学
  • 1篇西北有色金属...
  • 1篇中国科学院金...
  • 1篇成都飞机工业...
  • 1篇西部超导材料...
  • 1篇中国航空工业...
  • 1篇中航工业北京...
  • 1篇中国航发北京...

作者

  • 12篇钟燕
  • 7篇田伟
  • 4篇李祚军
  • 3篇曾卫东
  • 3篇伏宇
  • 3篇李佳佳
  • 2篇张赛飞
  • 1篇何爱杰
  • 1篇辛社伟
  • 1篇王晓亮
  • 1篇迟悦
  • 1篇张建伟
  • 1篇梁晓波
  • 1篇赖运金
  • 1篇张平祥
  • 1篇王标
  • 1篇牟仁德
  • 1篇吴长波
  • 1篇马凡蛟
  • 1篇周稳静

传媒

  • 3篇材料热处理学...
  • 3篇燃气涡轮试验...
  • 1篇锻压技术
  • 1篇航空材料学报
  • 1篇第十三届中国...

年份

  • 2篇2017
  • 3篇2016
  • 3篇2015
  • 3篇2014
  • 1篇2012
共 12 条 记 录，以下是 1-10
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排序方式：
高温高强度紧固件GH4350合金组织优化控制
本文结合组织分析,研究了固溶热处理温度和冷拔后第一阶段时效热处理工艺对高温高强度紧固件GH4350合金在730℃拉伸性能与持久性能的影响,确定了理性的组织状态。研究发现,一阶段时效会在晶界析出短棒状η相钉扎晶界,提高了晶...
韩光炜王信材王志刚钟燕
WSTi3515S阻燃钛合金热暴露性能被引量：3
2017年
对WSTi3515S合金板坯试样进行550℃/100 h/AC热暴露试验后,分别在室温和100℃下测试其拉伸性能;未经过热暴露的试样,分别在从室温到550℃的不同温度点测试了其拉伸性能。结果表明:经过热暴露后的试样,受到析出相强化的作用,强度略有提高,但塑性指标均存在明显下降,其中,100℃时的拉伸强度低于室温拉伸性能,塑性有所提高,但仍比未经过热暴露的试样测试结果低;热暴露时,晶界处析出第二相是WSTi3515S合金的关键特征,也是WSTi3515S合金热稳定性能降低的原因;在试验温度提高的情况下,光滑拉伸试样强度不断降低,塑性先上升后降低;缺口拉伸试样强度持续下降,塑性没有明显变化,弹性模量持续下降。
马凡蛟赖运金辛社伟王晓亮张平祥王标钟燕
关键词：阻燃钛合金热稳定性能高温拉伸性能
缺口对TC17钛合金拉伸性能和低周疲劳性能的影响被引量：15
2016年
研究了不同缺口(缺口应力集中系数)对TC17钛合金拉伸性能和低周疲劳性能的影响。结果表明,缺口试样抗拉强度随着缺口应力集中系数的增大而提高,伸长率随着缺口应力集中系数的增大而减小;低周疲劳寿命随缺口应力集中系数的增加而降低,当应力集中系数大于1.92时,疲劳寿命急剧下降。断口分析表明,试样拉伸断口由正应力拉断区和剪切断裂区两个典型区域构成。正应力拉断区为穿晶和沿晶相混合的断裂,剪切断裂区为穿晶断裂,断口上均为韧窝形貌。低周疲劳断口由疲劳断裂区、正应力拉断区和剪切断裂区三个典型区域构成。疲劳断裂区比较平坦,有明显的疲劳条带和平行的二次裂纹;低周疲劳断口的正应力拉断区和剪切断裂区的形貌特征与拉伸断口类似。
田伟伏宇钟燕李祚军曾卫东张赛飞赵伟
关键词：TC17钛合金低周疲劳断口分析
先进航空发动机对焊接技术的需求浅析
在先进航空发动机中将大量采用焊接技术来实现结构的整体化和轻量化。焊接已成为航空发动机必须采用的制造技术。本文列举了发动机中常用焊接工艺的技术特点;分析了先进发动机中新型结构的焊接工艺和技术要求;介绍了发动机新型焊接结构在...
田伟钟燕李佳佳李祚军
关键词：航空发动机新型结构
文献传递
粉末高温合金FGH96原始颗粒边界及高温原位高周疲劳研究被引量：12
2017年
利用扫描电镜原位观察的方法研究了粉末高温合金FGH96中不同级别的原始颗粒边界(PPB)在550℃下对合金高周疲劳力学行为的影响。结果表明:采用等离子旋转电极(PREP)制粉+热等静压(HIP)工艺制备的FGH96合金中PPB主要由大尺寸γ'相和碳化物组成;不同级别的PPB对高周疲劳裂纹萌生和扩展均无显著影响,裂纹萌生于晶粒内部,裂纹扩展受晶界与应力轴角度影响,穿晶或沿晶扩展;在裂纹快速扩展区和瞬断区,PPB级别严重的FGH96合金断口呈现穿晶和沿PPB断裂的形貌。
周静怡刘昌奎赵文侠郑真钟燕
关键词：粉末高温合金FGH96
一种钛合金燃烧试验件结构
本实用新型提供了一种钛合金燃烧试验件结构，其特征在于，包括环件结构(1)和平面件结构(2)，环件结构包括摩擦环(1-1)和安装座(1-2)，摩擦环为圆环形结构，摩擦环固定于安装座正上方，安装座通过紧固件连接到实验设备上，...
王标吴长波钟燕周稳静邢鹏陈玉龙
文献传递
Ti-22Al-25Nb合金环形件成形工艺与组织性能关系被引量：12
2014年
研究了Ti-22Al-25Nb合金环形件的制备工艺和组织性能关系。结果表明:Ti-22Al-25Nb合金增加棒材改锻的次数可提高组织均匀性,细化晶粒,从而显著提高合金的室温塑性。对棒材在α2+B2+O三相区(970℃)和α2+B2两相区(1050℃)轧制可分别获得双态组织和板条组织的环形件。两种组织的室温抗拉强度均在1100 MPa以上,室温伸长率在6.5%以上。两种组织相比,双态组织具有更高的强度,而板条组织的塑性更好。根据试验结果,Ti-22Al-25Nb合金在生产应用时,棒材的锻造镦拔次数应不低于8次,环形件轧制应选择在α2+B2两相区(1050℃)。
田伟钟燕梁晓波张建伟曾卫东
关键词：TI2ALNB基合金显微组织
超温处理对热等静压FGH96合金PPB及主要力学性能的影响
2015年
研究了超温对热等静压FGH96合金原始颗粒边界(PPB)、拉伸性能及冲击性能的影响,并分析了力学性能试样的宏观和微观断口特征。分析发现,超温后FGH96合金中的PPB会有所增加,且随着超温温度的提高,增加得更为明显;相同超温温度下,超温时间对PPB的影响不明显。超温后热等静压FGH96合金的拉伸强度有所降低,而拉伸塑性和冲击韧性略有提高,拉伸断口和冲击断口沿PPB开裂的特征更加明显。
钟燕伏宇田伟李佳佳郑渠英迟悦
关键词：航空发动机粉末高温合金超温断口分析
高推重比发动机热障涂层应用现状分析被引量：14
2016年
介绍了热障涂层(TBC)的主要材料和制备工艺,分析了TBC在国内外航空发动机中的典型应用实例。目前工程应用的TBC多为由金属底层和陶瓷面层组成的双层结构,金属底层采用MCr Al Y包覆型涂层或Pt-Al(或Al)渗层,陶瓷面层采用YSZ涂层。美国的航空发动机中,体积较大的静子零件多采用VPS MCr Al Y底层+APS YSZ面层的TBC,体积较小的转动零件主要采用Pt-Al渗层(或EB-PVD MCr Al Y)+EB-PVD YSZ面层的TBC。我国的航空发动机中,燃烧室浮动瓦片和高压涡轮导叶等零件采用了TBC,其主要技术难点在于涂层的厚度均匀性控制、表面粗糙度控制以及涂层对气膜孔影响的控制等方面。
田伟何爱杰钟燕牟仁德张甲
关键词：航空发动机热障涂层涡轮叶片材料工艺
先进航空发动机对焊接技术的需求浅析
在先进航空发动机中将大量采用焊接技术来实现结构的整体化和轻量化。焊接已成为航空发动机必须采用的制造技术。本文列举了发动机中常用焊接工艺的技术特点；分析了先进发动机中新型结构的焊接工艺和技术要求；介绍了发动机新型焊接结构在...
田伟钟燕李佳佳李祚军
关键词：航空发动机新型结构
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