TC6钛合金的超塑性变形研究

 通过高温拉伸力学实验研究了T C6 钛合金在高温下的流动特性, 并利用扫描电镜观察了拉伸断口形貌, 分析了该合金的拉伸断裂机制。实验结果表明: ① 变形温度的升高和应变速率的降低, 有利于提高TC6钛合金的塑性变形能力; ②TC6 钛合金的最佳超塑性变形工艺参数为950 ℃, 0. 001s^{- 1}, 最大延伸率为267%;③T C6 钛合金在拉伸断裂时以韧性断裂为主, 但在不同的变形温度和变形速率下伴随着不同程度的脆性断裂;④拉伸断裂从夹杂物或第二相粒子开始, 且随着变形温度的升高和应变速率的降低, 解理断口的比例减小, 韧性断裂特征变得明显。     

Ti-4.5Al-3V-2Fe-2Mo合金板材超塑成形组织及性能研究

分别采用最大m值法和恒应变速率法对Ti-4.5Al-3V-2Fe-2Mo合金(SP700钛合金)板材进行超塑拉伸,研究了755~785℃、0.1~0.005s-1及不同方向的单向条件下其超塑拉伸变形行为和典型件的超塑成形行为及力学性能。结果表明:SP700钛合金具有优异的低温超塑性,采用最大m值法在45°方向、775℃变形后,获得3110%的最高延伸率,变形诱发晶粒长大使SP700钛合金抵抗颈缩的能力增加。受双向拉应力作用的锥形件,在755℃具有最优的超塑成形工艺性,锥形件高度可达到100mm,并且晶粒尺寸无明显变化。经33%超塑变形量的试样室温力学性能略高于无变形试样,其室温抗拉强度和延伸率平均值分别达到1027MPa和16.8%。     

超塑性模锻在航空锻造中的应用

超塑性模锻工艺是近几年中发展起来的一种少无切削加工和精密成形技术的锻造新工艺。它利用金属材料的超塑特性(最佳的塑性)使毛坯成形,得到形状复杂及尺寸较精确的锻件。近年来,高温合金和钛合金的使用不断增加,这些合金的特点是:流变抗力高,可塑性低,具有不均匀变形所引起机械性能各向异性的敏感性,难于机械加工及成本高昂。如采用普通热变形锻造工艺时,机械加工的金属损耗达80％左右,往往不能满足航空零件所需的机械性能,但是采用超塑性模锻方法,就能改变过去肥头大耳的落后锻造工艺。     

1420铝锂合金典型构件超塑成形研究

采用超塑成形工艺制备了1420铝锂合金盒形结构试验件.通过有限元模拟及微观组织观察,分析了温度对1420铝锂合金超塑性的影响,超塑成形后试验件的壁厚分布及材料的超塑成形断裂机制.结果表明:有限元模拟能够很好地预测超塑成形后试验件的壁厚分布;当成形温度为520℃时,1420铝锂合金表现出良好的超塑性变形能力;在超塑成形过程中,随着变形量的增加,材料内部空洞的交连和聚合是导致1420铝锂合金最终破坏的主要机制.     

LD10锻铝合金超塑性预处理工艺的研究

本文叙述了预处理工艺在研究金属超塑性中的重要性。目前大多数工业铝合金皆仿照７０７５合金、７４７５合金预处理工艺方法进行，故而主要适用于板材超塑性成形。本文重点叙述了ＬＤ１０合金体积成形的超塑性预处理工艺中各个工艺步骤对超塑性的影响。棒材的预处理工艺步骤为固溶、过时效和镦拔。板材的预处理工艺步骤为固溶、过时效和轧制。超塑拉伸试验表明，经预处理的棒状试样，在４６０°Ｃ、ε为３．３３×１０￣－３Ｓ￣－１条件下获最高延伸率，δ为３５７％。经预处理的板状试样在４６０°Ｃ、ε为５×１０￣－３Ｓ￣－１条件下获最高延伸率８２０％。这一指标是现今所知的相近铝合金在最佳超塑拉伸变形条件下的最高值。     

TC11合金最大m值超塑变形机理

众所周知,应变速率敏感性指数m值是材料超塑性能的重要特征参数,通常m值越大则超塑性越好。介绍了最大m值超塑变形的新方法。该方法的思路是：在塑性变形过程中,通过动态测定m值并实时控制变形速度,使m值始终保持最大值;同时结合TC11钛合金(Ti₆₅Al₃₅Mo₁₅Zr₀3Si) 高温拉伸实验,实现了最大m值超塑变形方法,在900 ℃拉伸时获得了最大延伸率2300%。由金相及电子技术分析发现TC11钛合金超塑性变形以晶界滑移为主,并伴随晶内位错滑移。最大m值法超塑性变形能够使动态再结晶充分发生,是提高钛合金塑性的有效方法。     

应变速率循环对Ti—10V—2Fe—3Al合金超塑性的影响

应变速率循环法是一种新式的超塑性试验方法,即试样在拉伸变形过程中,应变速率的大小按预定规律不断连续循环变化,直至试样拉断,从而获得材料的超塑性力学性能参数。本文采用这种方法研究了Ti-10V-2Fe-3Al合金的超塑性。结果表明,该合金具有良好的超塑性,同传统的恒应变速率拉伸试验相比,应变速率循环能有效地提高合金的超塑性能,获得更大的延伸率和更高的应变速率敏感性指数m值。例如,在最佳变形温度800℃条件下,延伸率从296％增大到440％,m值从0.36提高到0.48。应变速率循环为该合金超塑技术的应用开辟了新的途径。     

GH4169高温合金多层板结构的激光连接/超塑成形组合技术

采用激光连接/超塑成形组合技术制造了GH4169合金三层板结构件,并分析了该合金板的超塑性及成形前后的微观组织.结果表明:超细晶GH4169板材具有良好的超塑性,在T=940℃,初始应变速率为=6.1×10-4s-1的条件下,延伸率达到368.2%,m值为0.39,超塑成形过程改善了焊缝显微组织并且提高了其力学性能,因此该方法适用于GH4169高温合金多层结构的制造.焊接工艺参数:频率32Hz,峰值功率4500W,脉宽3ms,焊速180mm/min;超塑成形工艺参数:温度Tf=960℃,压力Pf=4.2MPa,时间tf=130min.     

冷轧态5B70合金超塑性行为研究

为了探究冷轧态5B70合金超塑性行为,利用高温拉伸试验对冷轧板材在不同参数下的变形规律进行研究。结果表明:在初始应变速率为5×10~(-4)～1×10~(-2) s~(-1)和拉伸温度为450～500℃范围内,冷轧5B70合金板材具有良好的超塑性;500℃为合金的最佳超塑性变形温度,1×10~(-3) s~(-1)为最佳初始应变速率,在最佳超塑性条件下合金的最大延伸率达到了670%,应变速率敏感性指数为0.43;在超塑性变形过程中,由于动态再结晶作用,原始纤维组织逐渐转变为等轴晶,并且晶粒明显细化;合金的超塑性变形是再结晶辅助下晶界滑移为主的变形机理,表现出了明显的晶间断裂特征。     

美国钛合金超塑性成形/扩散连接工艺简介

钛合金是世界上公认的难加工材料,但是利用超塑性成形/扩散连接工艺(SPF/DB)可以制作出用焊接、铆接工艺方法难于制作的复杂的钛合金飞机部件,并且使部件一体化、轻量化,成本降低。美国的飞机制造商于七十年代初期开始研究钛合金的超塑性成形工艺(SPF),他们在899～927℃的高温和变形速率为10~(_4)厘米/厘米·秒的条件下,使钛合金的延伸率达到600～1000％,试件成形过程就象塑料板真空成形一样,在不发生缩颈和断裂的情况下进行均匀的复杂变形。目前,美国已在四个机种上采用Ti-6Al-4V超塑性成形(SPF)零件,数量达到256     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

Interfacial Properties Modification of Carbon Fiber/ Polyarylacetylene Composites

This work was dedicated to performing surface oxidation and coating treatments on carbon fibers (CF) and investigating the changes of fiber surface properties after these treatments, including surface composition, relative volume of functional groups, and sur- face topography with X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) and atom force microscopy (AFM) technology. The results show that, after oxidation treatments, interfacial properties between CF and non-polar polyarylacetylene (PAA) resin are remarkably modified by removing weak surface layers and increasing fiber surface roughness. Coating treatment by high char phenolic resin solution after oxida- tion makes interface of CF/PAA composites to be upgraded and the interfacial properties further bettered.