喷枪空间行进速率对等离子喷涂Mo/8YSZ复合涂层温度场的影响

为了突破传统金属/陶瓷双层热防护涂层高温环境易剥离的技术瓶颈,研究喷枪空间行进速率变化对等离子喷涂Mo/8YSZ复合涂层时间域及空间域温度场分布的影响规律。利用ANSYS有限元分析软件,建立等离子喷涂Mo/8YSZ功能梯度热障涂层的数值模型,考虑材料不同温度下的热物性参数和材料的相变潜热,通过分析不同喷枪空间行进速率下喷涂构件的温度与温度梯度发现:在喷涂过程的同一时刻,喷枪行进速率越大,单位长度内喷枪与构件相互作用的时间越少,构件的最大温度值越小,构件上表面温度分布的均匀性越高,构件的最大温度梯度值越小;先沉积的涂层对后沉积的涂层存在预热作用,基体的最大温度值呈"台阶式"升高的变化趋势;随着涂层厚度的增加,涂层的热阻增加,基体温度的波动幅度逐渐减小;通过调控各涂层的喷枪行进速率,可进一步减小构件的温度梯度,按照黏结层最大、过渡层次之、陶瓷层最小的顺序进行喷涂时,喷涂构件的温度梯度最小。     

铜基等离子体喷涂钨涂层性能

阐述了钨涂层微观结构影响机理以及涂层性能。通过等离子体喷涂工艺参数及微观形貌分析涂层微观结构和参数对涂层性能的影响,工艺参数主要包括喷涂功率、喷涂距离、送粉气量等。结果显示钨涂层是由钨粒子熔融沉积平铺成"圆饼状"或"花瓣状"的单层叠加而成,单层呈现柱状晶微观结构,厚度约10μm、直径约50μm的"圆饼状"单层是状态比较好的涂层结构。钨粒子熔化状态、沉积速率以及喷涂环境决定了熔化粒子的沉积形貌;与大气喷涂相比,真空喷涂钨涂层气孔率低、传热性能和结合性能较好,适合作为面对等离子体材料的制备技术。     

疲劳损伤对3DC／SiC复合材料裂纹分布的影响

采用x2拟合优度检验方法对疲劳试验前后3D C/SiC复合材料基体和涂层裂纹分布规律进行研究.结果表明,原始试样中3D C/SiC复合材料基体和涂层裂纹间距分别服从分布函数为N(143.75,56.782)和N(562.59,100.092)的正态分布,疲劳后基体和涂层裂纹间距分别服从分布函数为N(105.48,29.162)和N(227.89,25.232)的正态分布.疲劳可以促使新裂纹的产生,但不能改变基体和涂层裂纹间距分布的基本特征,这是由3DC/SiC复合材料的编织结构所决定的.     

表面粗糙度对高辐射涂层发射率的影响

以氧化铁、碳化硅和氧化钴为高辐射填料,通过控制涂层浆料固含量和喷涂次数制备出了不同表
面粗糙度的高辐射涂层。用AE 辐射计测试了不同表面粗糙度高辐射涂层的室温发射率,根据GB/ T 7287—
2008 测试了涂层的800℃高温发射率,用扫描电子显微镜和光学显微镜观察了涂层表面形貌,用扫描探针显微
镜测试了涂层的表面粗糙度。结果表明,在辐射换热条件下高辐射涂层表面粗糙度在2. 75 ~225. 70 μm 变化
时,其室温发射率发生了0. 02 ~ 0. 05 的变化。而在导热换热条件下高辐射涂层表面粗糙度在2. 75 ~ 36. 99
μm 变化时,其高温发射率没有变化。     

预腐蚀对疲劳寿命分布特性及参数影响的初步研究

预腐蚀是影响飞机结构安全性和经济性的重要因素.为研究预腐蚀对疲劳寿命的影响,进行30CrMnSiNi2A和LC4CS试件加速预腐蚀不同时间后的成组随机谱下的疲劳试验,采用概率回归方法对预腐蚀疲劳寿命分布特性进行检验,表明可采用对数正态分布和双参数威布尔分布描述疲劳寿命分布特性.然后对不同预腐蚀时间后的疲劳寿命分布参数进行估计,当假设疲劳寿命服从对数正态分布时,在工程常用的时间范围内,对数寿命标准差与预腐蚀时间无关;当假设疲劳寿命服从双参数威布尔分布时,可以认为斜率与预腐蚀时间无关.     

基于失光率的飞机涂层自然曝晒与室内加速老化试验当量加速关系

针对飞机结构表面涂层的老化问题,基于失光率的失效标准,根据Arrhenius公式分别建立了服从对数正态分布和Weibull分布的当量加速关系理论模型,通过自然曝晒试验和实验室加速老化试验验证了两种理论模型的合理性,并使用两种模型分别预测了飞机涂层的老化寿命。结果表明,对数正态分布模型的预测结果比Weibull模型的预测结果更接近飞机涂层寿命的实际值。     

工艺动态

ＣＭ2 47ＬＣ超合金的耐高温腐蚀热障涂层　　德国的Ｉ .Ｇｕｒｒａｐｐａ对燃气涡轮发动机高温零件先喷涂耐腐蚀涂层 ,再喷涂氧化锆基热障涂层 ,以改善其抗氧化性和耐腐蚀性 ,延长零件寿命。在机械加工的直径 10ｍｍ、高 10ｍｍ的ＣＭ 2 4 7ＬＣ超合金试片上 ,用大气等离子喷涂制备各种成分的ＭＣｒＡｌＹ耐腐蚀涂层 ,再在该涂层上喷涂不同厚度的热障陶瓷涂层(8%Ｙ2 Ｏ3稳定的ＺｒＯ2 )。高温腐蚀试验在 90 0℃ ,90 %Ｎａ2 ＳＯ4 + 5%ＮａＣｌ+ 5%Ｖ2 Ｏ5的环境中进行 ,以得出涂层直至破坏的寿命。结果证明 ,热障涂层恶化是由于环境中的钒…     

490N远地点发动机抗氧化涂层厚度对性能的影响

针对用于二代490 N远地点发动机推力室的改性硅化物高温抗氧化涂层,重点研究涂层厚度对性能的影响,对不同厚度涂层进行了1700℃静态氧化试验.结果表明:涂层厚度在100 ～200μm内,涂层寿命随厚度变化呈现抛物线规律,低于150 μm时,厚度较高的涂层能够生产更多的SiO2有利于性能提高;高于150μm后,涂层缺陷过多,导致涂层性能下降.综合考虑,涂层最优厚度为140～160 μm.     

3DC／SiC复合材料基体裂纹间距分布规律

采用χ~2拟合优度检验方法对不同界面层厚度的3D C/SiC复合材料基体中裂纹分布进行了研究,结果表明,3D C/SiC复合材料纤维束间基体裂纹间距服从正态分布,而且这种分布是由3D复合材料的编织方式决定的。     

氧化钇稳定氧化锆多孔陶瓷的制备与性能

以叔丁醇为溶剂,采用凝胶注模成型方法,制备出防/隔热的摩尔分数为8%Y_2O_3-ZrO_2(8YSZ)多孔陶瓷.在浆料中初始固相含量固定为10%体积分数的基础上,研究了烧结温度对8ySZ陶瓷材料的气孔率、开气孔率、孔径尺寸分布及显微结构的影响,分析了压缩强度、热导率与结构之间的关系.通过改变烧结温度,所制备的8YSZ多孔陶瓷的气孔率为65%～74%,孔隙分布均匀,平均孔径为0.68～1.82μm,压缩强度为7.92～13.15 MPa,室温热导率[最低可达0.053 W/(m·K)],比相应的致密陶瓷[～2.2 W/(m·K)]低一个数量级,且随着气孔率的增加而降低.     

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.