LF6铝合金与不锈钢异种金属惯性摩擦焊工艺技术研究

铝合金与不锈钢物理化学性能较大的差异使两者采用常规焊接技术较难实现连接。本文采用惯性摩擦焊接技术进行了LF6铝合金与不锈钢异种金属连接,分析研究了接头的微观组织及拉伸力学性能。研究结果表明,LF6铝合金与不锈钢惯性摩擦焊接过程中,相对不锈钢一侧,LF6铝合金一侧发生了较大的塑性变形,飞边主要由LF6铝合金摩擦挤压而成;微观组织显示LF6铝合金一侧分为细晶区、拉长晶区和母材区,细晶区中呈现为细小等轴晶状组织,拉长晶区为摩擦剪应力作用下的板条状拉伸组织。EDX分析表明,在摩擦热和顶锻力的作用下,焊接界面存在明显的浓度梯度,形成了数微米的扩散反应层;力学断口断裂于铝合金一侧受力薄弱区。     

TC11/TC17线性摩擦焊飞边及焊缝微区特征分析

对TC11/TC17异种钛合金线性摩擦焊飞边和接头的组织进行了分析。研究结果表明,焊接飞边组织不是2种钛合金的混合组织而是由TC11钛合金、过渡区和TC17钛合金组成。而线性摩擦焊接头由TC11母材、TC11侧热力影响区、焊合区、TC17侧热力影响区、TC17母材组成,两侧热力影响区组织沿着飞边挤出方向被拉长,而两侧焊合均发生动态再结晶,并在焊合线处形成了共生晶粒。     

2219铝合金拉拔式摩擦塞焊数值模拟

基于有限元（FEM）基础理论，建立了拉拔式摩擦塞焊（FPPW）二维轴对称热-力耦合模型，对FPPW焊接过程中的焊接温度场、塑性流动进行数值模拟。研究结果表明，因界面处摩擦热向外部环境散失，焊接初始阶段的界面温升速率高于准稳态阶段。试板侧温度梯度高于塞棒侧，热量易在塞棒侧进行集中；材料强度和变形抗力随温度和应变上升而下降，试板上壁面优先形成摩擦界面并先于下壁面出现塑性金属流动形成飞边，下壁面材料待充分软化后方才出现塑性金属流动；FPPW焊接过程达到准稳态阶段后，焊接界面处应力状态呈中心压应力、两侧拉应力分布，拉应力驱动了上、下壁面处焊接飞边的成形。模拟结果与实际结果一致。     

焊接参数对FGH96惯性摩擦焊接头组织和高温拉伸性能的影响

固定转动惯量,使用不同的转速和摩擦压力,对FGH96高温合金进行惯性摩擦焊(IFW),分析接头组织和焊核区宽度,研究焊接参数对接头高温拉伸性能的影响。结果表明:接头焊核区(WNZ)为等轴细晶组织,热力影响区(TMAZ)粗、细晶共存,接头焊核区的细晶组织中基本没有γ′强化相;接头高温拉伸性能随转速变化较小,而随摩擦压力的增大而增加,且焊核区宽度随摩擦压力的变化规律与拉伸性能吻合,这与焊接热输入量、材料塑性流动有关;高温拉伸试件均断裂于焊核区,这是由于焊核区γ′强化相完全溶解于基体导致接头强度下降。     

GH4169高温合金惯性摩擦焊接头动态再结晶过程

当温度、应变、应变速率达到一定条件时 ,GH4 16 9镍基高温合金在惯性摩擦焊接过程中易发生动态再结晶。本文研究结果表明 ,由于GH4 16 9合金惯性摩擦焊接时间很短 ,动态再结晶进行得相当充分 ,而动态回复不足 ,在动态再结晶的过程中还可以看到有些结晶过程还处于形核阶段 ,这是惯性摩擦焊接头产生细晶乃至超细晶的根本原因     

TC11/TC17钛合金线性摩擦焊接头组织与性能

针对航空发动机钛合金整体叶盘的典型材料TC11和TC17开展对异种钛合金线性摩擦焊的研究,其中包括飞边形貌、接头组织及拉伸性能等.研究结果表明:TC11/TC17异种钛合金线性摩擦焊沿振动方向的飞边较长;焊接接头明显分为3个区域:母材、热机械影响区和焊缝区,其中TC11母材为双态组织、TC17母材为网篮组织、热机械影响区的组织沿着受力方向被拉长,焊缝发生了动态再结晶,组织为等轴晶.拉伸测试结果表明:接头的抗拉强度及屈服强度能达到与TC11等强,拉伸试样均断在TC11母材一侧,随着测试温度提高,强度呈线性下降趋势;而断面收缩率均超过TC17母材,随着测试温度提高,变化不明显.     

Ti/Al无针搅拌摩擦搭接点焊接头组织特征

采用无针搅拌摩擦搭接点焊对Ti6Al4V钛合金和2A12铝合金异种金属进行焊接,焊后低熔点铝合金受摩擦热影响发生熔化,而高熔点钛合金在焊接过程中始终保持固态,同时与处于液态的铝合金相互作用,最终Ti/Al界面形成熔钎焊接头且接头拉伸剪切力达19.20 kN。研究了Ti/Al熔钎焊接头钛合金和铝合金的组织变化以及连接界面的特征形貌。结果表明由于摩擦热及搅拌头下压的影响,焊点处钛合金和铝合金组织发生明显变化。钛侧主要形成热力影响区和母材区;铝侧形成熔核区、热影响区和母材区3个区域,热影响区和熔核区的晶粒尺寸相对母材区变粗大,其组织经历了受热长大、部分熔化到完全熔化3个过程。在搭接接头界面处形成均匀致密且微薄的金属间化合物层,主要成分为TiAl₃;接头界面区组织变化明显,中间部位有均匀的TiAl₃界面层,随着向接头两边延伸界面层逐渐消失且Cu元素聚集在边缘。相对其他Ti/Al搭接点焊的焊接方法,无针搅拌摩擦搭接点焊获得的接头抗拉伸剪切力得到了明显的提升。     

GH4169高温合金惯性摩擦焊接头温度场分布及变化规律

采用工控机实时检测系统,通过在焊接接头埋设热电偶的方法实时检测了GH4169高温合金惯性摩擦焊接过程中接头的温度变化历程,获得了接头轴向和径向的温度场分布,并结合摩擦机制分析了其变化规律。     

TC4-DT钛合金线性摩擦焊过程三维数值模拟

针对TC4-DT钛合金在热模拟机上测得的流动应力数据,建立了TC4-DT线性摩擦焊同质接头三维刚塑性有限元模型,研究了温度场、金属流动。验证试验采用预埋热电偶的方法测得焊接过程中特殊点温度,同时测量了缩短量,误差不超过4%。在模拟结果中观察到,沿振动方向飞边有波纹状条纹,与实际飞边形貌符合,证明模型可用来预测线性摩擦焊过程中的温度场、轴向缩短量及金属流动情况。     

薄壁结构焊接接头CTOD试验分析

设计测试薄壁结构平面应力断裂韧性的三点弯曲测试试样,应用于GH4169焊接接头CTOD测试试验。采用光学金相显微镜和扫描电镜观察分析各试样的裂纹扩展形貌和断口形貌。依据BS7448标准的规定分析CTOD测试过程有效性。结果表明,采用设计三点弯曲试样进行的GH4169焊接接头CTOD测试过程是有效的;GH4169母材的断裂韧性较好,裂纹为延性起裂特性;GH4169焊缝和熔合区的断裂韧性较差,裂纹为脆性起裂特性。     

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。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

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.      

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<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.