海军航空工程学院青岛分院, 山东 青岛 266041
针对目前军用飞机铝合金结构损伤抢修及日常维修技术存在的弊端,提出采用激光焊接技术修复损伤的2A12结构件; 研究了自制的Al-5Mg-0.3Sc与2A12的激光对焊; 通过金相显微镜、扫描电镜等研究了焊缝及基体金相组织、抗拉强度等性能及焊接试样与2A12铆接试样抗拉强度。研究表明,Al-5Mg-0.3Sc合金与2A12合金激光对焊焊缝晶粒明显细化,抗拉强度与2A12板材的铆接强度相当,Al-5Mg-0.3Sc板材与2A12板材的激光对焊焊接结构可以替代传统的2A12板材的铆接修理结构。
激光技术 铝合金 激光焊接 组织 性能
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通过有效控制固体YAG脉冲式激光器的电流、脉冲宽度、频率、光斑直径、扫描速度等有关工艺参数, 模拟飞机腐蚀损伤的铝合金试样表面激光熔覆Al-Y(Y的质量分数为4%)合金,Al-Si(Si的质量分数为12%)合金, 充分时效后进行疲劳实验、疲劳断口分析和金相分析。结果表明, 熔覆Al-Y合金试样的安全寿命达到熔覆Al-Si合金试样寿命的339％, 熔覆层和基体结合得比较紧密, 熔覆层气孔、夹杂等缺陷较少, 疲劳断口裂纹扩展区存在疲劳条带和疲劳台阶, 熔覆 Al-Si合金试样的熔覆层气孔缺陷较多, 没有呈现低周疲劳的特征。
激光技术 铝合金 激光熔覆 疲劳寿命 疲劳断口 金相组织 稀土
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通过有效控制Nd:YAG 脉冲式激光器电流、脉冲宽度、频率、光斑直径、扫描速度、离焦量等有关工艺参数，对模拟腐蚀损伤的铝合金试样表面激光熔覆Al-Y(1.4%)合金，并对其中的一组试样进行机械冲击，充分时效后进行疲劳实验、疲劳断口分析及金相分析。研究结果表明，熔覆后机械冲击试样的疲劳寿命远远高于只熔覆不冲击试样的疲劳寿命，疲劳断口有明显的疲劳条带，熔覆层和基体结合得非常紧密，熔覆层内没有大的气孔和裂纹缺陷。
光学设计与制造 铝合金 激光熔覆 疲劳寿命 疲劳断口 金相组织
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通过控制CO2连续激光器的有关工艺参数,对LY12CZ铝合金进行了激光表面重熔,并对重熔后的试样进行了疲劳实验、疲劳断口分析、金相分析及显微硬度测试。研究结果表明,LY12CZ铝合金经过激光重熔后,疲劳寿命与未经激光处理试样相比无显著差异,疲劳断口显示疲劳裂纹源区出现在重熔区的表层,疲劳裂纹沿着柱状晶的晶界扩展,在基材处瞬断。激光重熔后表层金相组织明显细化,使得材料表层的显微硬度比基体硬度提高了40%。
激光技术 铝合金 激光重熔 疲劳寿命 金相 显微硬度
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通过对LY12CZ铝合金激光焊接焊缝的金相组织分析、显微硬度测试,研究了如何有效控制CO2连续激光器焊接LY12CZ铝合金的有关工艺参数,从而使焊缝达到较好的性能。研究结果表明,只要对材料采取适当的焊前预处理工艺,合理选择激光功率、激光扫描速度、保护气体流量等焊接工艺参数,就能够得到晶粒明显细化、中心等轴晶尺寸约为基体晶粒尺寸的1/10～1/15、无气孔和裂纹缺陷的焊缝。由于高温晶界氧化,焊缝晶界和基体晶界相比有所变粗,同时由于焊缝的退火效应、高温下镁的蒸发以及强化相析出等原因,焊缝的显微硬度和基体相比有所下降。
激光技术 激光焊接 硬铝合金 金相 硬度
