1樓：匿名使用者
寫錯了吧，應該是34crnimo6
34crnimo6合金結構鋼是德國din牌號，對照的中國牌號是40crnimoa，兩者之間的區別是化學成分的不同，下面是兩者成分的區別：
34crnimo6 c 0.34 si0.25~0.30 mn0.5 mo 0.2 cr1.5 ni1.55
40crnimoa c 0.37~0.44 si0.
17~0.37 mn0.5~0.
8 mo 0.15~0.25 cr0.
6~0.9 ni1.25~1.
75風電軸用材普遍是34crnimo6， 42crmo適用於常溫性風機；34crnim06適用於低溫地區。
2樓：上海榮昆金屬製品****
產品型號：34crnimo6v
標準：en 10084/1-1991
34crnimo6合金高強模具鋼,因其優良的綜合力學效能,廣泛用於製造發動機的凸輪軸及連桿等重要零件,加工性較差,屬於典型的難加工材料.
1、材質：34crnimo6v材質標準
2、化學成份（%）：
c:0.30-0.38 si:0.15-0.40 mn:0.40-0.70
mo:0.15-0.
30 cr:1.40-1.
70 s:≤0.025p:
≤0.025 cu:≤0.
025 ni:1.40-1.
703、供貨狀態：退火狀態。
4、冶煉方法：電爐+爐外精煉+真空脫氣。
調質工藝為850 油淬580度回火。
3樓：上海勃西曼特鋼集團
34crnimo6合金34crnimo6簡介:34crnimo6合金因其優良的綜合力學效能,廣泛用於製造發動機的凸輪軸及連桿等重要零件,加工性較差,屬於典型的難加工材料.
34crnimo6對應牌號：1.6582
34crnimo6化學成分:碳 c：0.3 - 0.38
矽 si：≤0.4
錳 mn：0.5 - 0.8
鎳 ni：1.3- 1.7
磷 p：≤ 0.025
硫 s：≤ 0.035
鉻 cr：1.3- 1.7
鉬 mo：0.3 - 0.5
34crnimo6力學效能:34crnimo6熱處理:34crnimo6主要規格：
34crnimo6圓棒、34crnimo6扁鋼、34crnimo6板、34crnimo6管、34crnimo6鍛環、34crnimo6鍛件
與金屬材料相比，複合材料的力學特性有什麼特點
4樓：匿名使用者
複合材料中以纖維增強材料應用最廣、用量最大。其特點是比重小、比強度和比模量大。例如碳纖維與環氧樹脂複合的材料，其比強度和比模量均比鋼和鋁合金大數倍，還具有優良的化學穩定性、減摩耐磨、自潤滑、耐熱、耐疲勞、耐蠕變、消聲、電絕緣等效能。
石墨纖維與樹脂複合可得到熱膨脹係數幾乎等於零的材料。纖維增強材料的另一個特點是各向異性，因此可按製件不同部位的強度要求設計纖維的排列。以碳纖維和碳化矽纖維增強的鋁基複合材料，在500℃時仍能保持足夠的強度和模量。
碳化矽纖維與鈦複合，不但鈦的耐熱性提高，且耐磨損，可用作發動機風扇葉片。碳化矽纖維與陶瓷複合， 使用溫度可達1500℃，比超合金渦輪葉片的使用溫度（1100℃）高得多。碳纖維增強碳、石墨纖維增強碳或石墨纖維增強石墨，構成耐燒蝕材料，已用於航天器、火箭導彈和原子能反應堆中。
非金屬基複合材料由於密度小，用於汽車和飛機可減輕重量、提高速度、節約能源。用碳纖維和玻璃纖維混合製成的複合材料片彈簧，其剛度和承載能力與重量大5倍多的鋼片彈簧相當。
5樓：艾荔艾金屬材料
材料的進展是結構
發展的基礎，但新材料的效能指標則取決於結構設計的需求，複合材料從第一代到第二代的發展就經歷了這樣的過程。當複合材料在以剛度控制為主的尾翼構件中應用時，在確定第一代複合材料體系（以t300為代表的碳纖維和以5208與913c為代表的樹脂體系）的效能指標時，波音公司的要求起了決定性作用。20世紀70年代末開始探索將複合材料用於強度控制為主的機翼結構（特別是民機機翼結構）時，飛機設計師大多認為，只有將壓縮設計許用值提高到6000με才有可能滿足減重和成本的要求，正是它們的需求提出了研製第二代複合材料體系（以t800、ims為代表的中模高強碳纖維和以3900、8552和m21為代表的韌性樹脂體系）的要求。
但這樣的複合材料體系並未實現6000με壓縮設計許用值來實現減重目標，國外複合材料機翼結構降低成本的目標是通過採用自動化製造工藝、採用共固化與共膠接等先進工藝來實現整體化結構設計，以及利用複合材料結構優異的抗疲勞與抗腐蝕效能降低維護費用等途徑實現的，因此目前國外的第二代複合材料體系是否是機翼結構的最佳材料值得**。本文試圖從機翼結構的結構完整性要求和複合材料抗衝擊效能與壓縮設計許用值的關係出發，**適用於機翼結構的複合材料力學效能要求，以及對碳纖維和樹脂效能的相應要求。
複合材料機翼結構完整性要求分析
飛機結構完整性要求的定義是：「影響飛機安全使用和成本費用的機體結構件的結構強度、剛度、損傷容限、耐久性和功能的總稱。」[1]由於複合材料結構通常具有優異的抗疲勞和抗腐蝕效能，耐久性一般不是設計考慮的主要因素，因此約束設計的主要因素是強度、剛度和損傷容限要求，其中剛度要求除了動特性外主要是穩定性問題。
複合材料民機機翼結構，特別是上蒙皮結構通常採用的強度設計準則包括：
（1）強度/穩定性要求。所有的結構部件要滿足100%設計極限載荷（dul）；低於115%dul時不出現總體屈曲；低於100%dul時不出現區域性的壁板屈曲。
（2）損傷容限要求。蒙皮壁板含目視勉強可見衝擊損傷（bvid）時，蒙皮壁板應能承受100%dul；內部骨架和桁條含有最大不超過27j的衝擊損傷時，應能承受100%設計限制載荷（dll）；蒙皮壁板含目視可見衝擊損傷（vid）時，應能承受100%dll；蒙皮壁板含有像主發動機破壞後可能遇到的離散源損傷或切斷一根桁條及其相鄰的蒙皮跨時，蒙皮壁板應能承受70%的dll。
（3）維修性要求。要求部件上任意部位可檢損傷能夠用螺接補片修理，修理後要求結構在剩餘的壽命期間能承受100%dul。
根據這樣的設計準則，控制機翼蒙皮部位的設計約束主要是穩定性要求（結構厚度小於4mm時）和損傷容限要求（結構厚度約3～7mm時），較厚蒙皮結構的設計約束是維修性要求（結構厚度大於6mm時），此外機械連線部位的設計約束是靜強度要求，因此機翼結構的減重主要取決於穩定性和損傷容限要求，對第二代複合材料體系的效能要求也主要圍繞這2個方面來考慮。對穩定性要求，目標是提高蒙皮壁板的初始屈曲載荷，而從材料效能角度，最簡單的方法是提高複合材料體系的模量，因此國外飛機機翼上的蒙皮一般採用模量約300gpa的碳纖維（如im系列或t800等）。對損傷容限要求，目標是提高壓縮設計許用值，而從材料效能角度是提高複合材料體系的抗衝擊效能
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