9Cr13Mo3Co3Nb2V马氏体不锈钢微观组织研究

对不同热处理状态下的微观组织结构进行了研究.采用物理化学相分析技术研究了9Cr13Mo3Co3Nb2V退火、淬火以及最终热处理制度下析出相的类型、含量及组成结构式.并用X射线小角散射(SAXS)(small angle x-ray scatter)分析了不同热处理制度下析出相在不同粒度间隔中的质量分布.结果表明:①9Cr13Mo3Co3Nb2V钢退火状态的组织为珠光体 碳化物(M23C6,MC和M6C),淬火状态组织为马氏体 碳化物(M23C6和MC),最终热处理状态的组织为回火马氏体 碳化物(M23 C6,MC和M3C);②小颗粒(≤300nm)碳化物析出相粒度分析表明,9Cr13Mo3Co3Nb2V钢退火、淬火状态析出相平均粒度相差不大,粗大颗粒较多,而最终热处理状态的析出相平均粒度明显减小,且细小颗粒比例较大.     

热处理对9 Cr13 Mo3 Co3 Nb2 V组织与硬度的影响

采用金相分析、硬度测试等技术手段,研究热处理对马氏体不锈钢9Cr13Mo3Co3Nb2V组织和硬度的影响。结果表明：9Cr13Mo3Co3Nb2V经淬火、冰冷处理及多次回火后,残余奥氏体充分转变为回火马氏体,并产生较强的二次硬化效果,进而获得稳定的组织和高的硬度;在350℃以上回火时,由于组织中二次碳化物的析出,开始出现二次硬化倾向,至480~520℃时,回火硬度达到了最大值。     

热处理对高Co-Ni超高强度钢冲击断口的影响

研究了不同固溶及回火温度对高Co-Ni超高强度钢23Co 14Ni12Cr3Mo的Charpy V型缺口试样冲击功AKV和硬度HRC的影响,并用扫描电镜观察分析不同处理状态下的冲击断口形貌,用透射电镜对未溶碳化物进行了分析.结果表明,在850～930 ℃范围内固溶,随温度的提高,冲击功升高,硬度先升高后降低;在454～510 ℃范围内回火,随温度的提高,冲击功也增加,硬度降低.断口形貌观察结果表明,试验用钢冲击断口形貌均呈韧窝状,为韧性穿晶断裂,随固溶温度升高韧窝变大变深.韧窝中发现M23C6型碳化物颗粒,随固溶温度的升高而逐渐减少,提高固溶温度对改善试验用材料综合性能有利.     

2Cr16Ni2MoN不锈钢组织与性能研究

通过拉伸测试、冲击测试、硬度测试、透射电镜及扫描电镜观察分析等手段研究了不同热处理状态下2Cr16Ni2MoN不锈钢的组织与性能.研究结果表明,钢采用低于1000℃的固溶温度,组织中存在未溶的(Cr,Mo)23C6,当固溶温度高于1100℃时,马氏体板条明显粗化,均对钢的力学性能不利,钢比较适宜的固溶温度为1040℃.该钢时效硬化的主要原因是组织中析出与基体共格的(Cr,Fe,Mo)2C碳化物.钢经1040℃固溶,560℃时效可以获得较好的强度与韧性配合.     

13Cr4Mo4Ni4VA钢复合硬化层的表征研究

对渗碳硬化13Cr4Mo4Ni4VA钢进行渗氮处理后形成复合硬化层,采用光学显微镜、扫描电镜、X射线衍射、透射电镜、高分辨电镜、电子探针及显微硬度测试等方法对复合硬化层进行表征。结果表明,复合硬化13Cr4Mo4Ni4VA钢渗层碳氮浓度呈梯度分布,从表面到心部组织性能也呈梯度变化,表现出异于传统硬化工艺的组织结构特性。复合硬化层为双层硬化结构,渗氮层组织优异,少无沿晶化合物,析出细小的片状的Mo2N、周期性层状分布的Mo2C以及Cr2(C,N)等合金碳(氮)化合物,在析出相沉淀硬化和碳氮原子固溶强化共同作用下,使复合硬化层表面硬度达到超硬化(70HRC),有效硬化层维持很大的层深,具有优异的硬度梯度及残余压应力场。     

一种超高强度不锈钢超细化组织TEM研究

用透射电镜(TEM)研究了一种试验超高强度高韧性不锈钢Fe 14Cr 12Co 5Mo Me超细化组织。研究得出,淬火时M体板条被小M体片簇[011]切截再细化;回火时形成的逆转变奥氏体 (Ar)切截M体板条束和板条使其再细化,Ar体与M体基体取向符合K S关系[011-]A //[111]M, (11-1-)A //(11-0)M。切截形成的超细化M体板条和Ar体向M体相变塑性是试验钢强 韧化的重要机理。     

渗碳钢在接触疲劳过程中表面层的残余应力

对18Cr2Ni4WA钢表面渗碳层内的残余应力在接触疲劳过程的变化进行了跟踪。钢经930℃ 4h渗碳,850℃二次淬火,170℃ 2h回火,磨削加工后,表面硬度HRC 55～57,直径60mm的滚子试样转速1470r/min,滑差-5％,30号机油润滑,油温35～45℃,最大接触应力2668MPa,不同循环周次后用x射线应力分析仪测定残余应力沿表面层的分布,用x射线衍射仪测定残余奥氏体。结果表明,渗碳硬化处理后,在表面层所形成的残余压力在整个接触疲劳过程中变化不大,残余奥氏体转变、马氏体分解也很少。高的组织稳定性是残余应力稳定的主要原因。     

复合化学热处理13Cr4M04Ni4VA钢摩擦磨损性能研究

对13Cr4Mo4Ni4VA钢进行了真空渗碳、复合硬化及离子渗硫处理,制备了不同梯度结构的表面层.对不同工艺试件的摩擦磨损性能进行了对比研究,并对相应表面层的组织及磨损形貌进行观察分析,探索了不同工艺试件的抗磨减摩机理.结果表明:复合硬化13Cr4Mo4Ni4VA钢表面超硬(＞70HRC),组织优异,结构梯度分布,抗塑...     

一种超高强度不锈齿轮钢强化相研究

用透射电子显微分析方法研究了一种Cr-Co-Mo超高强度不锈齿轮(轴承)钢中的强化相,结果证明,钢回火时与M体共格沉淀析出一种密排六方结构Laves(Fe2Mo型)强化相,并和M2C碳化物一起成为二次硬化的原因。     

热处理制度对1Cr16Ni2MoN钢组织和性能的影响

通过试验研究了不同热处理制度对1Cr16Ni2MoN钢的金相组织、室温拉伸、冲击性能、硬度的影响.随淬火温度的提高,晶粒长大,570℃回火后的强度、塑性、韧性均增加,但660℃回火后的强度、塑性均下降;脆性温度区间为500℃左右;随1040℃保温时间的延长,略提高570℃回火后的强度,略降低660℃回火后的强度.合金优化的热处理工艺为:(a) 1030～ 1040℃×1h油冷+ 550～570×1 h空冷;(b) 1030 ～ 1040℃×1h油冷+650～ 670×1 h空冷.     

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.