《金屬基復(fù)合材料在飛機(jī)設(shè)計與制造中的應(yīng)用研究》6600字

金屬基復(fù)合材料在飛機(jī)設(shè)計與制造中的應(yīng)用研究摘要本文介紹了金屬基復(fù)合材料的優(yōu)點(diǎn)，分析了鋁和鐵合金復(fù)合材料的性能。本研究分析國外連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅基復(fù)合材料，結(jié)合飛機(jī)設(shè)計對復(fù)合材料使用的要求，從發(fā)動機(jī)角度提出，分析材料工程應(yīng)用，連續(xù)連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料還有待研究，并提出相應(yīng)的建議，并討論了兩類復(fù)合材料在飛機(jī)零部件中的應(yīng)用前景。關(guān)鍵詞:鋁基復(fù)合材料；復(fù)合材料；航空發(fā)動機(jī)；目錄TOC\o"1-3"\h\u22381摘要 I320091引言 1146302金屬基復(fù)合材料的基本特點(diǎn) 2152142.1基本特點(diǎn) 262522.2性能分析 2324803連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基 3219194連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料在國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)工程化應(yīng)用中存在問題 6284814.1增強(qiáng)體纖維 688094.2復(fù)合材料與金屬件的連接 6279024.3無損檢測 7298274.4高溫抗氧化涂層 7117334.5復(fù)合材料的修復(fù) 7166885結(jié)語 831831參考文獻(xiàn) 81引言金屬基復(fù)合材料(MMCs)是在由增強(qiáng)成分組成的復(fù)合材料，以金屬或金屬間化合物為基體，附著在織物上，具有粘土和金屬的特性。增強(qiáng)成分包括顆粒、胡須和長纖維,金屬基體由金屬間化合物組成。前，基復(fù)合材料已成功應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域和汽車工業(yè)，但還沒有特別關(guān)注航空工業(yè)。本文分析了鋁基復(fù)合材料(A1-MMCs)和Ti-MMCs(Ti-MMCs)的特性及其在航空發(fā)動機(jī)應(yīng)用中的潛在優(yōu)勢。對高推重比航空發(fā)動機(jī)的部件，要求選擇的結(jié)構(gòu)材料具有較小的密度和較高的強(qiáng)度。由于發(fā)動機(jī)單元注塑量的增加，發(fā)動機(jī)燃燒室的外部溫度明顯升高，對火焰室、渦輪、火焰等熱端部件的材料提出了更高的要求。溫度材料變得更加難以滿足設(shè)計方法的應(yīng)用要求。高強(qiáng)度基復(fù)合材料纖維增強(qiáng)硬質(zhì)合金砂是熱工建筑材料之一，這種材料的密度僅為高溫合金的30倍，無需空氣加熱和隔熱涂層，工作溫度將長期與高溫合金相近。增加到200°C以上。在航空機(jī)械中采用復(fù)合基體結(jié)構(gòu)，可以減輕部件重量，減少冷卻空氣量，提高渦輪前溫度和效率，降低油耗，從而增加推力（圖1）。圖1F100發(fā)動機(jī)調(diào)節(jié)片本研究通過對國外連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料的分析，航空發(fā)動機(jī)設(shè)計對復(fù)合材料部件使用的整合和要求，從機(jī)械材料的機(jī)械應(yīng)用的角度來看，是內(nèi)部研究需要解決的問題。2金屬基復(fù)合材料的基本特點(diǎn)一般來說，金屬基復(fù)合材料均具有以下特點(diǎn):特殊的權(quán)力和高專一性；電氣和熱效率，低倍增率，戴著支具，尺寸穩(wěn)定性，例如賤金屬，易于加工和重建成復(fù)雜的零件和形狀等。2.1基本特點(diǎn)鋁基復(fù)合材料綜合了高比剛度、它具有良好的疲勞性能，成本低，可以用傳統(tǒng)方法加工，可用于機(jī)械和熱材料以滿足特定需求。由于基體材料對復(fù)合材料的性能有顯著影響，其選擇將取決于復(fù)合材料對強(qiáng)度水平、韌性和耐腐蝕性能的要求。研究結(jié)果表明，顆粒增強(qiáng)鋁基復(fù)合材料是顆粒增強(qiáng)鋁基復(fù)合材料中最強(qiáng)大的。采用粉末冶金方法，通過溫和的機(jī)械攪拌，將S￡顆粒填充鋁合金粉末，然后加熱壓入鑄錠，然后將它們成型、注射、軋制和機(jī)械加工。復(fù)合材料的力學(xué)性能部分受加工方法和加工量的影響。等溫減光已被證明可提供更好的流變特性、結(jié)構(gòu)一致性等。對于昂貴或難以加工的材料，一種更有效的加工方法，使用細(xì)粉可以確保良好的晶粒結(jié)構(gòu)和性能。在機(jī)械工作環(huán)境中，要求鋁合金具有與鋁合金同等程度的耐磨性和耐磨性；它可以很好地填充，但必須修改加工參數(shù)以獲得相同的機(jī)器厚度。Ti-MMCs是具有單一尺寸S￡纖維（-140rnn）的鈦合金，具有更高的剛性和強(qiáng)度，可降低施工質(zhì)量。2.2性能分析顆粒增強(qiáng)鋁基復(fù)合材料的機(jī)械性能介于鋁合金和欽合金之間，可以通過改變增強(qiáng)基體和增強(qiáng)相的含量來修改。例如，增強(qiáng)相的含量可以在0-601o之間改變。就密度因子而言，鋁復(fù)合材料的比例在溫度范圍內(nèi)優(yōu)于目前使用的航空航天材料（包括鈦合金和鐵）；鋼、錳合金、鋁合金、鈦合金的比例模量值約為27GPa厘米；SiC增強(qiáng)鋁合金的比模量為50'1o，可增加1倍；增加S￡可以提高S￡增強(qiáng)鋁合金復(fù)合材料的強(qiáng)度，但同時降低了材料的韌性。對于大多數(shù)結(jié)構(gòu)部件，SiC含量為1,與基體織物相比，顯著提高了復(fù)合材料的疲勞極限。(l)由于工作溫度不高于偶然，低壓航空機(jī)和外巖是A1-MMCs最合適的組成部分。A1-MMC可以代替鋁合金，在不改變質(zhì)量的情況下提高性能。當(dāng)重量減輕很重要時，可以使用1-MMC代替秦合金。然而，雖然A1-MMCs的成本在下降，性能在提高，但鋁合金和鈦合金的成本更高。(2)對于壓氣機(jī)前端的固定葉片和轉(zhuǎn)子葉片，使用A1-MMCs代替鈦合金Ti-6A1-4V，使每個葉片的質(zhì)量減少了(3)母體的35%。風(fēng)扇后面的發(fā)動機(jī)發(fā)射機(jī)和箱體之間的輸出導(dǎo)向面(FOGY)。表面的作用是將空氣引入外管，工作溫度在A1-MMCs的耐熱范圍內(nèi)。因為它經(jīng)常受到霜凍和禽流感的影響，所以表面必須很好地抗銹、抗疲勞和非常耐用；所有這些特征都存在于A1-MMC中，使用A1-MMC代替秦合金，這也是可能的。將每個表面的質(zhì)量減少。(4)不同輸入導(dǎo)體的連接桿（V）和與之相連的環(huán)可以讓箱體成為壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子的前端,還應(yīng)考慮使用1-MMC系統(tǒng)。與欽合金相比較，Ti-MMCs在纖維制備方向上非常堅固和堅固，因為并排強(qiáng)度沒有不同，但并排強(qiáng)度降低。加工和構(gòu)造的誤差對Ti-MMCs的性能有顯著影響，特別是因為小轉(zhuǎn)換的弱特性更容易受到這些誤差的影響。因此，高質(zhì)量的金屬加工方法對于T1-MMC在航空機(jī)械上的應(yīng)用非常重要。(1)T1-6A1-4V復(fù)合材料的工作溫度可達(dá)3500C，T16242復(fù)合材料的工作溫度可達(dá)5000C。因此，Ti-MMCs可用于大多數(shù)壓縮機(jī)部件，例如轉(zhuǎn)子葉片、接收器等。用于在不增加表面厚度和質(zhì)量的情況下，使轉(zhuǎn)子表面增加表面剛度，從而增加表面功的調(diào)節(jié)范圍，進(jìn)而也可以改變表面的共振頻率，以及因此消除它。機(jī)器工作范圍內(nèi)的負(fù)振動模式。通過使用Ti-MMCs代替?zhèn)鹘y(tǒng)的Qin合金制成壓氣機(jī)葉片的整個級，有可能減輕其質(zhì)量。(2)套管部件上有很多孔和法蘭，因此Ti-MMCs難以應(yīng)用，但新設(shè)計和加工方法的發(fā)展使其應(yīng)用非常合適。研究表明用T1-MMCs代替N型金或鐵會降低接收器23的質(zhì)量。(3)機(jī)木是一個非常重要的部件，特別是在其端部連接處，必須大力給予載荷不增加木材的質(zhì)量；用Ti-MMCs代替鋼并不一定會降低機(jī)床的質(zhì)量,并且可以提高其抗延伸性。Ni合金與Ti-MMCs是的Ti-MMCs制成的支柱和活塞桿已在美國飛機(jī)上使用并取得了優(yōu)異的成績。3連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基3.1復(fù)合材料國外航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用進(jìn)展由于碳化硅復(fù)合材料為非致密性材料，基體中有許多氣孔或小裂紋。工作環(huán)境中的水和二氧化碳很容易通過裂縫和孔隙滲入界面和纖維成分。如果使用碳纖維，則容易氧化，否則會顯著影響使用壽命因此，航空機(jī)是碳-碳-硅-陶瓷-復(fù)合材料，使用碳化硅纖維進(jìn)行加固/加固。在外復(fù)合基體部件的研究和應(yīng)用中，基于“先易后難”（固定部件、旋轉(zhuǎn)部件、從低溫到高空）的發(fā)展理念，沿用了以往的淬火機(jī)。用于評估和驗證，具有中等溫度（70010000C）和中等載荷為120MPa）的靜態(tài)部件，如尾噴管調(diào)節(jié)盤/密封件和內(nèi)錐體；進(jìn)一步開發(fā)高溫（100013000C）中負(fù)荷靜力部件，如火焰管、火焰穩(wěn)定渦輪和外環(huán)渦輪、導(dǎo)流屏等，等更高負(fù)荷（120MPa以上）的座或旋轉(zhuǎn)部件，如渦輪轉(zhuǎn)子和渦輪葉片，仍在檢查部分?；w復(fù)合材料（CERASEPRA410）。采用自修復(fù)技術(shù)的復(fù)合材料是自產(chǎn)玻璃在高溫/壓力/氧氣環(huán)境下密封孔隙和裂縫的功能，并了解“保護(hù)層和消除間隙”的保護(hù)系統(tǒng)，可以防止擴(kuò)散到復(fù)合材料中的復(fù)蘇廣播將被破壞。此外，雖然復(fù)合材料中引入了少量氧化介質(zhì)，但由于使用了BN絕緣阻隔界面和高功能碳化硅纖維，顯著提高了阻隔劑的壽命，滿足機(jī)械部件的需求。20世紀(jì)90年代中期，斯奈克姆和普惠公司進(jìn)行了機(jī)械研究，并在F100機(jī)器的噴嘴部分使用了增強(qiáng)連續(xù)纖維的基體復(fù)合材料。在F100機(jī)器上進(jìn)行了飛行測試。-15E和F.-16的-PW-229戰(zhàn)斗戰(zhàn)士，并檢查了機(jī)器壽命測試下機(jī)器的可靠性和耐用性。碳纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料（CERASEPRA300）和碳纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料CSEPCARBINOXRA262）并成功應(yīng)用于M688-12發(fā)動機(jī)的外部操作系統(tǒng)。通過機(jī)械測試，已經(jīng)發(fā)現(xiàn)克/纖維的短壽命是由于腐蝕損壞。采用自修復(fù)技術(shù)的復(fù)合材料是自產(chǎn)玻璃在高溫/壓力/氧氣環(huán)境下密封孔隙和裂縫的功能，并了解“保護(hù)層和消除間隙”的保護(hù)系統(tǒng)，可以防止擴(kuò)散到復(fù)合材料中的復(fù)蘇廣播將被破壞。此外，雖然復(fù)合材料中引入了少量氧化介質(zhì)，但由于使用了BN絕緣阻隔界面和高功能碳化硅纖維，顯著提高了阻隔劑的壽命。滿足機(jī)械部件的需求。圖2M88-2發(fā)動機(jī)隨著連續(xù)碳化硅纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料制造技術(shù)的不斷成熟，其應(yīng)用范圍也在不斷擴(kuò)大，在工業(yè)HPTET計劃、HITEMP計劃、UEET計劃、VAATE等先進(jìn)航空機(jī)械計劃中，纖維持續(xù)強(qiáng)化陶瓷基復(fù)合材料高密度復(fù)合材料是該項目的研究項目之一。美國IHPTET項目論證了具有內(nèi)外板的SiC/SiC復(fù)合燃燒器火焰管，證明了SiC/SiC自愈復(fù)合材料和EBC涂層可用于1200℃高溫的室內(nèi)環(huán)境燃燒，服務(wù)壽命可達(dá)5000h，高溫工作時間可達(dá)500h。在美國能源部陶瓷燃?xì)廨啓C(jī)項目的支持下，索勒已開發(fā)并驗證了自產(chǎn)SiC/SiC。其發(fā)展策略是引入一種非常簡單的燃燒室結(jié)構(gòu)，包括在金屬箱體中圓柱形框架內(nèi)的SiC/SiC環(huán)形燃燒襯套，壓氣機(jī)空氣沿渦輪熱端流過。經(jīng)過。同時，為了降低高溫環(huán)境對自修復(fù)碳化硅和iC復(fù)合材料的影響，還開發(fā)了環(huán)保涂料，使碳化硅木材和iC的壽命提高2-3倍。法國公司Snecma正在開發(fā)SiC/SiC阻燃劑。公司研發(fā)的SiCqiiC照明燈具（圖3）通過了180h整機(jī)測試（600次循環(huán)，100h高速）；火焰探測器通過了11800C，143h的測試。日本也很重視自愈合SiC}SiC復(fù)合材料在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用研究。經(jīng)試驗設(shè)計的SiC/愈火焰管滿足設(shè)計要求。2003年，日本為下一代超音速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)開發(fā)了ESPR圖譜中的SiC隔熱光，顯著減少了NO2和COz的排放。此外，還重點(diǎn)研究了復(fù)合材料渦輪葉片的應(yīng)用。雖然溫度變化對碳化硅基復(fù)合材料的強(qiáng)度影響不大，但由于材料的容量低，所以出現(xiàn)了最小的功率儲備系數(shù)和至少，轉(zhuǎn)子葉片必須使用一體式渦輪轉(zhuǎn)子葉片，即承載面的根部由高速合金-熱澆鑄而成，通過共混技術(shù)與基體復(fù)合材料粘合。此外，表面尖端應(yīng)加強(qiáng)，以防止高速旋轉(zhuǎn)表面在與外圈高速摩擦?xí)r產(chǎn)生熱量，使玻璃部分弱化到具有微裂紋的碳化硅晶粒區(qū)域，并防止發(fā)酵過程中形成的微粒重復(fù)，從而不會產(chǎn)生微裂紋。前端延伸導(dǎo)致復(fù)合材料的快速缺乏。圖3法國Snecma研制的自愈合SiC燃燒室內(nèi)外襯4連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料在國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)工程化應(yīng)用中存在問題近年來，在國家倡議的支持下，專門從事復(fù)合材料和部件制造的國家大學(xué)和研究單位繼續(xù)使用。航空航天機(jī)械技術(shù)我們已經(jīng)取得了值得稱道的技術(shù)工作，但在材料的機(jī)械應(yīng)用方面需要在以下領(lǐng)域進(jìn)行深入研究。4.1增強(qiáng)體纖維作為結(jié)構(gòu)材料，碳化硅玻璃雖然具有高溫抗拉強(qiáng)度、高抗拉強(qiáng)度、高導(dǎo)熱性好、線膨脹系數(shù)低等優(yōu)良效果，但它體積小，塑料性強(qiáng)，不能承受機(jī)械和熱振動，尤其與工業(yè)相關(guān)應(yīng)用程序。為此，通過使用連續(xù)纖維進(jìn)行增強(qiáng)/增強(qiáng)，將提高復(fù)合材料的強(qiáng)度和耐久性。碳化硅基體與碳纖維相比，1200℃強(qiáng)度和彈性模量沒有明顯下降，高溫穩(wěn)定性更好，與碳化硅基體陶瓷相似，因此更優(yōu),最可靠的航空機(jī)械零件。國外已經(jīng)研制出使用和銷售溫度為1,400,450°C的第三代碳化硅纖維。目前，國內(nèi)只有少數(shù)幾家企業(yè)能夠生產(chǎn)出消耗溫度1100℃的第一代苦硬質(zhì)合金砂。120012500C的溫度還沒有完全分解。制成的單絲力學(xué)性能已達(dá)到外制品水平，但嵌入紗線的性能遠(yuǎn)低于外制品。對設(shè)備功率低，也存在連接連接功耗低（低線程傳輸），樁質(zhì)量低等問題。內(nèi)部硬質(zhì)合金砂纖維的質(zhì)量和生產(chǎn)嚴(yán)重阻礙了用于強(qiáng)化纖維的硬質(zhì)合金砂材料和成分的機(jī)械研究過程。4.2復(fù)合材料與金屬件的連接由于陶瓷基復(fù)合材料與所連接的高溫合金連接件兩者的線膨脹系數(shù)相差很大。機(jī)器在使用過程中，由于兩物體界面溫度的變化，留下了很大的熱應(yīng)力，從而大大影響了承載能力。復(fù)合材料。在機(jī)器的特定工況下，外載荷引起的應(yīng)力載荷所引起的應(yīng)力接近或大于零件或纖維與基體界面的零應(yīng)力，當(dāng)復(fù)合材料出現(xiàn)微裂紋或無裂紋時材料。因此，必須設(shè)計金屬相與復(fù)合材料基體之間的特殊結(jié)合，以保證兩種組分的熱延展性，尤其是在相的溫度范圍從低到低、高、平衡程度決定壽命的服務(wù)。復(fù)合材料，非常精細(xì)粘合方法在復(fù)合材料界面附近的復(fù)合膜中產(chǎn)生溫和的應(yīng)力。這種壓縮前的應(yīng)力增加了破碎的粘土膜在復(fù)合材料受到應(yīng)力時防止變形和破裂的能力，提高機(jī)組的疲勞壽命。目前，鉚接方法主要用于復(fù)合材料與金屬零件的粘接，但粘接的可靠性必須始終在真機(jī)環(huán)境中進(jìn)行長時間的測試。4.3無損檢測陶瓷基復(fù)合材料制造成本通常很高，較長的生產(chǎn)周期和使用環(huán)境是重要的質(zhì)量要求。無損評估方法的使用對于有效管理制造操作、確保成品和工作場所的工藝質(zhì)量以及提高結(jié)果的可靠性將產(chǎn)生重大影響。纖維增強(qiáng)基復(fù)合材料必須完成無損搜索技術(shù)。紅外熱成像、X射線成像和CT技術(shù)是用于陶瓷基復(fù)合材料的三種非侵入性檢測方法。比較了三種方法的技術(shù)特點(diǎn)。紅外熱成像和X射線成像兩種技術(shù)不影響顆粒大小。他們可以創(chuàng)建地圖視圖并顯示錯誤的位置和幅度。成本更低。它對熱輻射值敏感，能更好地檢測織物的分層、氣孔等缺陷。X射線成像對材料的密度很敏感，最好能檢測出與材料密度相關(guān)的誤差，但不可能按照這種易于檢測的層的合理描述構(gòu)建；工業(yè)CT技術(shù)使用斷層掃描技術(shù)，通過計算機(jī)分離和創(chuàng)建結(jié)構(gòu)圖，檢測智能效果以揭示復(fù)合材料中的裂縫,并且可以得到實(shí)測和實(shí)測裂紋位置與描述尺寸，注意材料的密度分布，但截取橫截面創(chuàng)建全圖的方法不能反映所有的誤差永久性建筑，這種方法的成本非常高。因此，對于機(jī)器應(yīng)用，應(yīng)加強(qiáng)對典型應(yīng)用無損檢測類型的研究，收集和驗證弱標(biāo)準(zhǔn)和數(shù)據(jù)集。4.4高溫抗氧化涂層航空發(fā)動機(jī)燃燒室出口的燃?xì)鉁囟仍?300℃以上，高散熱成分高于長期使用的碳化物陶瓷基復(fù)合材料。此外，燃?xì)庵羞€存在微量硫化物和水蒸氣，它們會與碳化硅陶瓷發(fā)生化學(xué)反應(yīng)?；鶑?fù)合材料，材料的穩(wěn)定性會受到破壞，材料的力學(xué)性能會顯著降低。因此，在研究碳化物基復(fù)合材料時，必須解決高導(dǎo)熱問題。其他國家已經(jīng)開發(fā)出第二代環(huán)保阻隔涂料，相關(guān)內(nèi)部研究單位也進(jìn)行了環(huán)保阻隔涂層材料和制備方法的研究。研究了非涂層機(jī)理和涂層對工裝機(jī)械和力的影響。目前主要問題是防止工作溫度過高，只能在1300以下使用，涂層壽命與機(jī)器使用要求還有很大差距。4.5復(fù)合材料的修復(fù)連續(xù)纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料部件的制造成本較高，尤其是二代碳化硅纖維材料每公斤成本近10萬元，考慮到復(fù)雜構(gòu)件的施工指標(biāo)率，難以滿足構(gòu)件的換算要求、施工成本，以及在高溫空氣中長時間運(yùn)行的復(fù)合部件。然而，這方面的研究還很薄弱。在隨后的研究中，應(yīng)加強(qiáng)和解決這一領(lǐng)域通過階段性和典型性測試，對被矯正者的兼容性、機(jī)械平衡和疲勞壽命進(jìn)行評估。如果可能的話，降低復(fù)合材料部件的壽命成本并提高經(jīng)濟(jì)性。5結(jié)語國外連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅復(fù)合材料已經(jīng)進(jìn)入工程應(yīng)用階段，在航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域，它表現(xiàn)出對極端環(huán)境和高需求的抵抗力增強(qiáng)，顯著促進(jìn)了航空裝備的技術(shù)進(jìn)步。內(nèi)部對碳化硅纖維復(fù)合材料繼續(xù)強(qiáng)化纖維的研究尚處于應(yīng)用研究階段，其制備技術(shù)不是很好，性能數(shù)據(jù)較為分散。制備連續(xù)碳化硅纖維所必需的。對復(fù)合材料及金屬部件相關(guān)技術(shù)、無損檢測技術(shù)、高防護(hù)涂層及修復(fù)技術(shù)進(jìn)行更深入的研究。基復(fù)合材料，特別是鋁基復(fù)合材料和欽復(fù)合材料，具有較好的特殊強(qiáng)度、特殊強(qiáng)度和特殊橡膠成分，成為航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)材料。當(dāng)前高度定制化和加工技術(shù)可以提高金屬基復(fù)合材料的性能和可靠性。參考文獻(xiàn)[1]馮一雷.航空發(fā)動機(jī)軸間密封用C/C復(fù)合材料的滑動磨擦磨損特性研究[D].中南大學(xué),2003.[2]彭春蘭.航空發(fā)動機(jī)軸間密封C/C復(fù)合材料的制備及摩擦磨損特性研究[D].中南大學(xué),2002.[3]溫登哲.航空發(fā)動機(jī)機(jī)匣模型的若干動力學(xué)特性研究[D].哈爾濱工業(yè)大學(xué),2015.[4]李彥軍.航空發(fā)動機(jī)葉片超聲C掃三維成像技術(shù)研究[D].蘭州理工大學(xué),2018.[5]鄭繼波.民航