喷射成形超高强铝合金热压缩过程中的流变行为

采用Gleeble3500热模拟试验机进行热压缩试验,研究了经热等静压(HIP)致密化的喷射成形Al-10.8Zn-2.8 Mg-1.9 Cu-0.12 Zr铝合金锭坯的流变应力行为。采用线性拟合的方法建立了合金的本构方程与热加工图,利用背散射电子衍射技术(EBSD)表征了变形条件下热压样品的微观组织。结果表明,喷射成形铝合金具有较高的变形激活能,但加工性相对较差,合适的加工温度为380~405℃,应变速率不宜超过0.5s-1;变形温度和应变速率对合金的流变应力有非常显著的影响,合金峰值应力随变形温度的升高而降低,随应变速率的增加而增加;高应变速率和较低温度有利于形成并保留更多的亚晶结构。     

Ti-46Al-6(Cr,Nb,Si,B)合金高温变形特性研究

采用Thermecmaster-Z型热压缩试验机,在900~1250℃温度范围内、和10-3~1s-1应变速率条件下对铸态和挤压态Til-46Al-6(Cr,Nb,Si,B)at%合金(以下简称G4合金)进行了热压缩模拟试验,建立了两种状态下G4合金的加工图.并以加工图为基础,结合组织观察,研究了高温下该合金的变形特性.结果表明:G4合金的高温变形性能受温度和应变速率强烈影响,并呈现不同特征;流变应力随变形温度升高而减小,随应变速率增大而增大;挤压态G4合金具有比铸态G4合金更好的稳定流变能力和更宽的可热加工窗口;动态再结晶(DRX)是导致G4合金流变软化和稳定流变的主要原因;铸态G4合金的最佳变形温度为1150~1200℃,应变速率为10-2.5～10-3s-1,挤压态G4合金的最佳变形温度为1050~1150℃,应变速率为10-1.5~10-2.5s-1;G4合金的主要失效模式包括表面开裂、局部流动和楔形开裂.     

7150铝合金热变形行为及微观组织

采用Gleeble热模拟机进行热压缩实验,研究7150铝合金在变形温度为300~450℃、应变速率为0.01~10s-1条件下的变形行为,采用Zener-Hollomon参数法构建合金高温塑性变形本构方程,并对变形后的微观组织进行分析。研究表明:7150铝合金的流变应力随应变速率增大而增大,随变形温度增大而降低。该合金热压缩变形的流变应力行为可用双曲正弦形式的本构方程描述,其参数A为4.161×1014s-1,α为0.01956 MPa-1,n为5.14336,热变形激活能Q为229.7531k J/mol。随着温度升高和应变速率降低,动态再结晶逐渐取代动态回复成为合金的主要软化机制。     

B93铝合金热加工特性模拟研究

在Gleeble1500热模拟机上采用轴对称等温压缩实验,研究了B93铝合金在热加工中变形温度和应变速率对合金组织的影响,基于动态模型计算出B93铝合金加工图,分析合金热加工的流变失稳区并确定了合金热加工的最佳工艺参数。结果表明:变形速率和变形温度对B93铝合金的微观组织有影响;合金的峰值应力随变形温度的升高而降低,随变形速率的提高而增大;B93铝合金最佳的热加工制度为:变形温度420℃左右,应变速率0.001 s-1。     

热变形条件对含银Al-Cu-Mg耐热铝合金流变应力和组织的影响

采用热模拟试验对一种含银Al-Cu-Mg耐热铝合金进行热压缩试验,研究了合金在热压缩变形温度和应变速率分别为340～500℃,0.001～10s-1的条件下的流变应力行为和变形组织.结果表明:合金的流变应力随应变速率的增大而增大,随变形温度的升高而减小.该合金热压缩变形的流变应力行为可用双曲正弦形式的本构方程来描述,也可用Zener-Hollomon参数来描述,其变形激活能为196.27kJ/mol.在较低的变形温度或较高的应变速率下,合金组织中主要存在沿垂直于压缩方向拉长了的晶粒.随着变形温度的升高或应变速率的降低,拉长的晶粒发生粗化,并且合金中出现了再结晶晶粒,说明合金中的主要软化机制逐步由动态回复转变为动态再结晶.该合金较适宜的热轧温度为380～460℃,应变速率为0.1～10s-1.     

氩气雾化FGH95合金的热模拟实验

采用Gleeble-1500D热模拟试验机进行氩气雾化FGH95合金的热压缩实验,在不同的温度和应变速率下,获得FGH95合金的变形应力应变曲线,根据变形数据,建立FGH95合金的变形本构方程,并基于动态材料模型,绘制合金的热加工图。计算得到氩气雾化FGH95合金的变形激活能Q=695.78 kJ/mol,通过建立的本构方程计算得出的峰值应力与实验值符合较好,平均误差范围约6%;根据热加工图,确定FGH95合金安全的热加工区域如下：1070~1100℃,0.01~0.001 s-1,当温度增加到1100℃以上后,应变速率可以增大到0.5 s-1。     

基于热加工图的TC4合金热成形性能研究

通过热压缩试验研究TC4(Ti-6Al-4V)合金在应变速率为0.001～100s-1,变形温度为750～1050℃条件下的热成形性能.建立了基于流动应力的TC4合金本构方程.综合考虑应变速率和变形温度对材料微观结构及性能的影响,采用动态材料模型建立加工图.根据Malas稳定性准则确定出了非稳定区的位置及热变形最佳工艺参数:变形温度为800℃,应变速率为0.001s-1.     

粉末冶金TiAl合金的热变形行为研究

在Gleeble-3500热模拟试验机上对粉末冶金TiAl合金进行热压缩试验,变形温度为1050~1200℃,,应变率0.001~0.1 s-1,工程应变量为50%,研究其在高温压缩变形中的流变应力行为。研究结果表明:在实验范围内,粉末冶金TiAl合金在热压缩变形过程中发生了明显的动态再结晶,其流变应力随应变速率的增大而增大,随变形温度的升高而降低;粉末冶金TiAl合金热压缩变形过程的流变行为可用包含Arrhenius项的Zener-Hollomon参数来描述,所获得的峰值应力表达式为:σ=90.91ln{(Z/1.68×1016)1/2.06+[(Z/1.68×1016)2/2.06+1]1/2},其变形激活能为477.56kJ/mol,经验算该方程可以较好地描述该合金的变形特点。     

新型超高强Al-Zn-Mg-Cu铝合金热压缩变形的流变应力行为

采用热力模拟试验方法进行热压缩变形试验,研究了一种新型Al-Zn-Mg-Cu合金在变形温度为300～450℃,应变速率为0.001～1s-1,压缩变形程度为50%条件下的流变应力行为.结果表明,变形温度和应变速率对合金流变应力的大小影响显著,流变应力随变形温度的升高而降低,随应变速率的提高而增大.采用统计回归方法建立了...     

新型镍基粉末高温合金的高温变形行为

采用Gleeble-1500热模拟机对新型第三代镍基粉末高温合金FGH98Ⅰ在不同变形温度(950~1150℃)及不同变形速率(0.0003~1s-1)下高温变形行为进行了研究,绘制了动态RTT曲线,并建立了合金的热变形本构关系。结果表明:合金的流变应力随变形温度的升高和应变速率的降低而降低,当变形温度≤1100℃、应变速率≥0.0003s-1时,其流变应力随应变量增加呈动态再结晶特征;在应变速率≤0.01s-1的高温变形条件下,其动态再结晶的开始时间与变形温度无线性关系;实验验证了采用考虑应变量的双曲正弦模型能较好地反映合金在热变形过程中流变应力的变化规律。     

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.