等通道转角挤压（ECAP）工艺对Ti-1023合金显微硬度的影响

Ti-1023合金经ECAP工艺加工后其显微硬度随挤压温度的升高先升高再降低,在780℃时出现最大值,这与显微组织中的初生α相、次生α相及β相含量和结构有关.在相变温度以下挤压(空冷)的试样退火后显微硬度比退火前的有所降低;在相变温度以上挤压(水冷)的试样退火后显微硬度比退火前有明显升高,这是因为在退火过程中,试样经挤压后水冷时得到的介稳B相和马氏体组织发生分解,从而使其显微组织中析出了细小的片状α相.挤压后经标准热处理可以显著提高材料的显微硬度,标准热处理对在相变温度以上挤压的试样强化效果更好.     

热处理对激光快速成形TC21钛合金组织和硬度的影响

采用激光快速成形技术制备出TC21钛合金块状坯料,研究了去应力退火及固溶时效热处理对成形件组织和硬度的影响。结果表明:去应力退火后,成形件组织和显微硬度基本无变化;固溶+时效热处理后,原沉积态明暗两区统一,硬度基本无差别,表明组织已均匀化。随着固溶温度的升高,网篮组织中的α片变宽,球状α相的数量增多,晶界α相发生粗化。当固溶温度为932℃时,成形件沉积态中粗大的柱状晶发生再结晶,转变为较细小的等轴晶。     

快速凝固Al88Ce2Ni7Fe3非晶铝合金初生型晶化的研究

用X光衍射和透射电镜研究证实快速凝固Al88sCe2Ni7Fe3非晶铝合金晶化过程中的初期阶段为初生型晶化。初生相α－Al的结晶体积分数和纳米晶体尺寸随退火温度的升高表现出非同步增长行为：前者逐渐增加而后者变化不明显。不同退火态样品的小角X光散射结果表明，非晶基体中不断析出的纳米晶α－Al粒子，由开始的低温稀疏分布转向高温密集分布。根据实验结果，分析和讨论初生相α－Al的体积分数、晶粒数目、粒子尺寸及粒子分布在初生型晶化过程中的变化规律，为纳米晶α－Al粒子强化非晶基体提供了清晰的物理图像。     

焊后时效处理对2219铝合金VPTIG接头微区组织和显微硬度的影响

研究了不同温度焊后时效处理对2219铝合金变极性钨极氩弧焊(VPTIG)接头各微区显微组织的影响,采用显微硬度测试和透射电镜观察分析焊接接头各微区析出相的形貌和分布。结果表明,焊后时效处理温度不同,焊接接头各微区显微组织和硬度发生的变化不同。热影响区中的完全回复区对焊后时效最为敏感,低温处理时显微硬度就有明显增长,并在160℃处理时达到最大涨幅;焊缝区变化相对较小,其显微硬度的最高涨幅出现在210℃,且小于前者;热影响区中的过时效区最为稳定,显微硬度的最大增长同样出现在160℃,但涨幅很小。透射电镜观察表明,焊接接头各微区的显微硬度变化主要与时效强化相的析出行为有关。     

水冷温度对TC4钛合金组织演变的影响

水冷温度影响TC4钛合金的组织形态与力学性能的变化.TC4钛合金固溶后缓慢冷却到3种不同温度.水冷后组织形态与力学性能的变化结果表明:当由900℃开始水冷时,α相在晶界形核,原始的β晶粒出现;当温度继续降低达700℃然后再水冷时,析出α相相对均匀细小,试样抗拉强度和硬度分别达到了最高值867MPa和HV5218;随着冷却温度的继续下降,β相逐渐析出α相,水冷温度越低,α相呈现为粗大的片层状,试样强度和硬度降低.     

电火花表面强化TC4 钛合金的组织与性能

以石墨为电极,分别在煤油和雾介质中对TC4钛合金(表面分别未涂覆及涂覆碳层)进行电火花表面强化.对强化层微观组织、相组成及显微硬度进行了研究.结果表明,所有强化层组织均呈菊花瓣状.合金表面涂覆碳层后强化层表面球状碳化物数量都较未涂覆时明显增加,且在煤油介质中得到的强化层中碳化物在花瓣边缘处聚集,雾介质条件下碳化物分布更为弥散、均匀.对强化层进行物相分析表明,强化相由电极C和基体Ti原位反应生成,强化层由基体α-Ti和TiC相组成.强化层表面显微硬度较原始TC4钛合金相比大幅提高,雾介质中得到的强化层显微硬度值与煤油介质中基本相同,可达800 MPa左右,但分布更为均匀,力学性能更稳定.     

电子束熔丝成形TC17钛合金显微组织与拉伸性能研究

针对电子束熔丝(EBWD)成形TC17钛合金开展了显微组织调控与力学性能研究。成形态EBWD TC17钛合金的成分均匀性较好,具有沿z方向外延生长并贯穿多个沉积层的粗大β柱状晶组织,柱状晶内部为细密的网篮状组织。经过热等静压后,β柱状晶内部呈现粗短棒状α网篮组织。经过固溶时效处理后,β基体中同时存在粗短棒状α相和细小的次生α相。成形态EBWD TC17材料的抗拉强度为935MPa,延伸率为9.0%;热等静压态材料的抗拉强度为904MPa,延伸率为18.0%;二重固溶+时效后,由于析出的细小次生α相起到了沉淀强化的作用,材料的抗拉强度较热等静压态提高了18%(至1066MPa),但塑性显著下降(至7.5%),其拉伸断口的韧窝数量也大幅减少。     

热机械工艺对Ti-1023合金组织和力学性能的影响

系统研究了热机械工艺对Ti-1023合金组织与性能的影响,获得了较好的热机械工艺.结果表明:对Ti-1023合金进行双重时效(300℃/8h+500℃/16h)处理,低温时效过程中析出的过渡ω相为高温时效过程中次生α相的析出提供均匀的形核点,从而获得弥散分布的次生α相;对该合金进行热轧变形,获得细小的β晶粒组织,同时变...     

退火处理对Ti-55531 钛合金组织与性能的影响

对退火处理后的Ti-55531钛合金α片层宽度、β晶粒尺寸、晶界仅相不连续度和针状α相比例等特征进行了定量表征和统计分析,探讨了随着退火温度的升高,Ti-55531钛合金显微组织及其力学性能的相关性。结果表明,在β相区退火处理,退火温度的升高将引起晶内α片粗化长大,平均β晶粒尺寸从86μm增大到210μm,晶界不连续度降低,针状仪相的相比例先降低后升高。β晶粒尺寸与延伸率、静韧度、裂纹形成功负相关,与裂纹扩展功正相关;晶界不连续度与静韧度正相关;针状α相比例与屈服强度正相关。     

TC18钛合金普通退火工艺研究

研究了普通退火工艺参数对TC18（Ti-5A1-5Mo-5V-1Cr-1Fe）钛合金显微组织和力学性能的影响。结果表明,合金强度随退火温度升高先降低后上升,900％及以上温度退火后合金强度可达到1100MPa以上。a相形状、数量及尺寸等方面的变化是影响合金强度和塑性的关键因素。     

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。     

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。     

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.      

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…     

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.     

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.