SiC晶体测温判读技术研究

针对航空发动机热端部件表面温度准确测量的需求,开展了SiC微型晶体测温判读技术研究。采用中子辐照技术破坏SiC晶体的有序结构,使晶体内部产生缺陷,再通过退火处理消除晶体内部缺陷。拉曼光谱分析结果表明,晶体内部残余缺陷浓度随着退火温度的升高而降低。X射线衍射结果显示,样品的衍射角和半高宽分别随退火温度的升高以近似线性的趋势增大和降低。根据晶格参数可以得到温度标定数据库与标定曲线。采用Matlab编写了SiC晶体测温判读软件,判读软件的测温范围为500～1 400℃,判读误差为0.447%。     

2D-C/SiC复合材料在空气中的高温压缩强度研究

研究了二维碳纤维增强碳化硅基复合材料(2 D-C/SiC)在空气介质中的高温压缩强度.材料采用1K T300碳纤维平纹布经叠层和缝合制成预制体为增强体,经等温化学气相浸渗制备而成.试样表面用化学气相沉积工艺沉积SiC涂层.测试方向为垂直于炭布叠层方向,测试温度为室温,700℃,1100℃和1300℃.使用扫描电子显微镜观察了材料的断口.结果表明:室温～700℃,2D-C/SiC的压缩强度随温度升高逐渐增大,温度高于700℃后,材料的压缩强度缓慢降低.导致2D-C/SiC的压缩强度随温度变化的主要原因为纤维和基体热膨胀系数不同引起的残余应力随温度升高逐渐变小和高温下材料的氧化损伤.     

TiO2基紫外探测器的制备及退火工艺对光电性能的影响

采用磁控溅射方法,通过不同工艺的退火处理,制备了光电性能优良的TiO2基紫外探测器.通过紫外光电性能测试、扫描电子显微镜( SEM)观察及X射线衍射(XRD)分析,研究了退火工艺对探测器光电性能的影响规律.结果表明:随着退火温度的增加,TiO2晶粒尺寸显著增大,晶界和缺陷数量的变化是导致TiO2基紫外探测器的光电性能随退火工艺变化的根本原因.经500℃/2h退火后,紫外探测器的光电流高出暗电流近2.5个数量级,紫外波段的光响应高出可见光波段近2个数量级,所制备紫外探测器达到了高辐射灵敏度和可见盲特性的要求.     

一种镍基单晶高温合金的高温蠕变行为

采用扫描电镜、透射电镜等方法研究了一种镍基单晶高温合金在1000℃的高温低应力蠕变行为。实验结果表明:合金蠕变速率呈现出先减小再增大的变化趋势,当应变量达到一定临界值(1±0.2)%后,变形速率迅速上升,蠕变进入第三阶段。高温蠕变初始阶段的主要变形机制为a/2〈110〉{111}型位错环在基体内运动。合金在高温蠕变稳态阶段的主要变形机制为位错切割γ’相,切割位错主要有螺型位错对和[001]超位错两种形式。     

高温压缩对高体份SiC_p/Al复合材料组织的影响

采用无压浸渗法制备出结构/热控一体化的高体份(～55%)SiCp/Al复合材料。对该复合材料进行了高温(高于基体熔点)压缩实验。利用XRD和SEM观察分析了高温压缩参数对复合材料相组成及组织形态的影响。研究结果表明:高温压缩后高体份SiCp/Al复合材料的相组成仍为Al,SiC及少量Si和Mg2Si,该复合材料具有较好的高温稳定性;高体份SiCp/Al复合材料高温压缩变形后,基体仍保持连续,颗粒在压力作用下会翻转、部分颗粒会破碎,颗粒尺寸及分布均匀性等组织特性受高温变形参数控制。随着变形温度的升高和应变速率的减小,SiC颗粒的尺寸一致性、圆整度及分布均匀性有所提高;高体份SiCp/Al能复合材料在基体熔点以上的材料状态可视为粘流体,并可认为其具有一定的流动性。变形温度和应变速率对复合材料流动性的影响,使复合材料高温压缩后组织特性呈现四个阶段。     

退火温度对高纯钨靶显微组织和内应力的影响

采用热等静压工艺制备了高纯钨靶,并在不同温度下对其进行退火处理。采用金相显微镜、TEM、XRD和硬度计对不同温度退火的高纯钨靶的显微组织和内应力进行表征。结果表明:高纯钨靶经1200℃真空退火后,保留了热等静压后的细晶组织,晶粒未发生长大,但是位错密度却大幅度减小,晶格畸变率下降,硬度值降低,这是由于退火处理使热等静压高纯钨靶发生回复,内应力得以释放。当退火温度低于1200℃时,钨靶的内应力去除不完全,当退火温度高于1 200℃时钨靶的晶粒开始长大,故热等静压高纯钨靶的最佳退火温度是1 200℃。     

Ti-30Nb-1Mo-4Sn合金热机械处理过程中的相组成及力学性能演化

采用X射线衍射(XRD)、透射电子显微镜(TEM)观察和力学性能测试,系统研究了具有低弹性模量的亚稳β钛合金Ti-30Nb-1Mo-4Sn(wt%)在热机械处理过程中的相组成与力学性能演化。研究结果表明:固溶态合金具有较低的结构稳定性,拉伸过程中出现应力诱发马氏体相变,导致合金呈现较低的屈服强度;固溶态合金经时效处理后,由于缺乏异质形核点并且时效时间较短,第2相析出很少,其稳定性并没有明显提高,淬火的过程中仍然会发生马氏体相变,因此其屈服强度也不能得到显著提高。合金经冷轧变形后,晶粒显著细化并引入大量形变位错,大量的缺陷为α相析出提供了形核点,因此在时效处理时析出大量细小α强化相之后,合金的屈服强度和断裂强度显著提高。值得注意的是,冷轧态合金选择一个合适的退火温度(350℃),可以使时效处理后的强度达到最大值,进一步提高退火温度,发生再结晶,位错密度下降,导致合金强度剧烈下降。     

激光冲击TC17钛合金诱生的微结构的特征及热稳定性

研究激光冲击(Laser shock peening,LSP)诱生TC17钛合金的表层梯度微结构特征及其热稳定性具有重要的理论与应用价值。TEM的研究结果表明:LSP处理后,靠近基体处以较高密度形变孪晶和位错为主;越接近冲击表面应变速率越高,发生孪生的原子来不及进行位置重排、孪晶数量较少,因而以高密度位错缠结、位错胞以及位错胞转变成的亚微米级亚晶为主;最表面晶粒平均尺寸由原始～43μm瞬间细化至～396nm,表面晶粒瞬间显著细化是旋转动态再结晶的结果。LSPed试样经573K/1h退火后各深度处的位错密度降低,孪晶密度/位错胞以及最表面晶粒尺寸变化不大;而LSPed试样经673K/1h退火后其各深度处的位错密度下降更明显,孪晶数量也有所下降,而位错胞和最表面晶粒平均尺寸长大明显;673K是激光冲击TC17钛合金诱生的微结构的热稳定临界温度,维氏硬度试验结果也表明当退火温度达673K后硬度值下降明显。     

TC6钛合金普通退火热稳定性和高温性能研究

研究了TC6钛合金经普通退火处理后的热稳定性能和高温力学性能,并与双重退火、等温退火状态进行了对比分析。结果表明,普通退火状态TC6钛合金在300℃/5000h以下具有良好的组织和性能稳定性,不同温度瞬时拉伸、蠕变、持久等高温性能与双重退火和等温退火状态相当。经普通退火处理的TC6钛合金半成品可以满足飞机结构件的使用温度(300℃以下)要求。     

TiNiCu形状记忆合金热机械训练诱发双向记忆效应的DSC曲线特征

利用示差扫描量热法(DSC)研究了TiNiCu双向记忆弹簧训练过程中热机械训练及退火对合金相变特征的影响。结果表明,训练前升温时,DSC曲线表现出的吸热峰由多个小峰组成,随着训练次数的增加,峰的个数减少,具有稳定双向记忆效应的试样中,升温时只出现一个锐利的峰。这是因为在训练过程中引入特定取向的位错,产生一定的应力场,使得马氏体变体的取向比较一致,相变点基本相同所致。由于位错的引入,引起相变点As和Af下降。训练不同次数的样品400℃退火后,由多个小峰组成的吸热峰合并为一个峰,这是由退火导致热机械训练诱发特定取向的位错恢复引起的。     

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。     

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。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.