强化固溶对含Sr 7085型铝合金晶间腐蚀和剥落腐蚀性能的影响

采用硬度和电导率测试、晶间腐蚀和剥落腐蚀试验、金相及扫描电镜观察,研究强化固溶处理对含锶(Sr)7085型铝合金(Al-7.95Zn-1.80Mg-1.59Cu-0.15Zr-0.024Sr)硬度、电导率、晶间腐蚀和剥落腐蚀性能的影响。结果表明,与常规固溶(470℃/2 h)处理相比,强化固溶(470℃/h+480℃/2 h+490℃/2 h)处理使合金中粗大第二相溶解更为充分,经进一步常规T6(121℃/2 h)时效处理后,强化固溶处理的合金其硬度略微降低、电导率有所提高,抗晶间腐蚀和剥落腐蚀性能显著提高。本文的研究结果说明,强化固溶处理是一种提高含Sr 7085型铝合金抗腐蚀性能尤其是抗剥落腐蚀性能的有效手段。     

单级固溶处理对7136铝合金组织及力学性能的影响

通过OM,SEM,DSC差热分析和室温拉伸性能测试,研究了单级固溶处理对7136铝合金挤压板带组织和力学性能的影响。结果表明:合金固溶处理温度越高,时间越长,粗大第二相溶解越多;合金在480℃进行固溶处理时,出现过烧组织特征。随着固溶时间的延长,呈现出晶粒粗化和再结晶组织比例增加的趋势。本合金适宜的单级固溶制度为470℃/4h,再经(120℃/24 h)峰时效处理后,合金抗拉强度、屈服强度和伸长率分别为698 MPa,47MPa和12.8%。     

新型形变热处理2618铝合金的显微组织与力学性能研究

对2618铝合金进行了(1)固溶处理+峰值时效处理(T6),(2)固溶处理+ECAP+峰值时效处理,(3)固溶处理+ECAP+短时再结晶+峰值时效处理;采用光学显微镜对2618合金的晶粒组织进行了观察与分析;采用拉伸试验机对2618合金峰值时效处理后的力学性能进行了测试。研究结果表明,采用固溶处理+ECAP+短时再结晶+峰值时效处理能明显细化2618耐热铝合金的晶粒组织,有效提高该合金的综合力学性能;该新型形变热处理工艺是一种行之有效的2618铝合金强韧化方法。     

Ti-Zr-Si合金的时效转变与显微组织分析

通过真空自耗电极炉熔炼得到硅锆质量比为1：2的Ti-Zr-Si合金材料，对合金材料进行了1200℃／3．5h的固溶处理和850℃不同时间的时效处理。利用光学显微镜、扫描电镜、X射线衍射、EDX分析了Ti-Zr-Si合金的铸造、固溶和不同时效阶段的显微组织及其相组成。分析结果表明，硅锆比为1：2的Ti-Zr-Si合金，铸造组织由β-Ti、晶界为块状β-Ti和条状的5-3型硅化物组成；Ti-Zr-Si合金经过850℃／480min的时效处理，5-3型硅化物转变为2-1型硅化物；尺寸细小、分布均匀的2-1型硅化物使制备高性能的Ti／(Ti，Zr)2Si复合材料成为可能。     

一级时效对DD3单晶高温合金蠕变性能的作用

根据DD3合金的热分析和相分析结果,设计了以增大.γ'平均尺寸、改善γ'尺寸分布和提高析出相含量为目的的时效和固溶处理制度,进行了提高DD3单晶高温合金蠕变性能的热处理工艺研究.结果表明,增加一级高温时效处理可使γ'相尺寸明显增大;高温时效温度高于1080℃时,γ'相过分长大;1060℃/4h时效处理后,γ'相组织最优;配合在1265℃/4h的固溶处理,γ'相含量得到提高的同时,合金蠕变、拉伸性能优异.组织与性能研究证明,加入一级高温时效处理的新工艺可使DD3合金组织得到明显优化,760～1038℃范围内的蠕变性能获得显著提高.根据该结果,新的热处理工艺确定为:1265℃/4h,AC+1060℃/4h,Ac+870℃/32h.     

固溶热处理对7136铝合金组织性能的影响

通过OM,SEM,DSC差热分析和室温拉伸性能测试,研究了固溶热处理对7136铝合金挤压板带组织及性能的影响。结果表明:挤压态合金中残留相以AlZnMgCu四元相和Al2CuMg相为主;合金适宜的单级固溶温度为470℃,随固溶温度由450℃升至480℃,残留相的尺寸及数量减少,再结晶比例增加;固溶温度达到475℃及以上,合金会发生过烧;经450℃/4h+470℃/8h双级固溶后,合金在保持较低再结晶比例的同时残留相回溶较充分,合金T6态的抗拉强度、屈服强度和伸长率分别为701MPa,645MPa和12.2%;进一步提高温度对合金进行三级固溶处理,合金可以获得更理想的回溶效果,但易发生过烧。     

定向凝固钴基高温合金DZ40M的热处理研究

研究了热处理对新研制的定向凝固钴基高温合金DZ40M组织和性能的影响。结果表明 :12 80℃ / 4h固溶处理可完全溶解DZ40M合金中初生碳化物M7C3 和MC ,合金成为单相固溶体。95 0℃和 10 5 0℃时效处理可使DZ40M合金发生硬化 ,以 95 0℃时效硬化效果更为明显 ,相应的峰时效制度为 95 0℃ / 12h和 10 5 0℃ / 2 4h。时效处理引起M2 3 C6沉淀析出。 95 0℃ / 12h时效显著提高DZ40M合金室温强度和高温持久寿命 ,同时也减少了合金塑性 ,但合金仍保持一定的塑性。 10 5 0℃ / 2 4h虽然能增加室温拉伸性能 ,但削弱了高温持久性能     

固溶处理对含Ag的Al-Cu-Mg合金力学性能和组织的影响

采用金相显微镜(OA)、扫描电镜( SEM)、透射电镜(TEM)、差示扫描量热法(DSC)、拉伸测试等方法研究了固溶处理对含Ag的Al-Cu-Mg合金力学性能与组织的影响.结果表明:合金的最佳固溶工艺为:515℃/1.5 h.185℃时效处理4h后,合金的抗拉强度为503 MPa,伸长率为12.3％.在510 ～ 52...     

固溶、时效对７００３铝合金组织与性能的影响

通过显微硬度测试、力学性能测试、SEM观察以及EDS分析等手段对不同热处理制度下的7003合金的组织与性能进行了系统的研究.结果表明:时效前,随着固溶温度的提高,合金的显微硬度和强度不断降低,而塑性则不断提高;随着固溶时间的延长,强度和硬度先降低后增大,塑性则先降低后提高.经过120℃/50 h人工时效和60 d自然时效后,合金的力学性能明显高于时效前,且470℃/70 min固溶的综合力学性能最好(σ0.2=302 MPa,σb=363 MPa,δ=12.5%).7003合金的优化固溶处理制度是470℃/70 min.     

第二代定向高温合金DZ6热处理研究

为了获得平衡的横纵向性能,二代定向合金Dz6的热处理工艺包括预处理、固溶和三级时效.1120℃的高温时效处理提高了DZ6合金的纵、横向持久寿命;同时,1120℃时效后的缓冷处理,使横向870℃/448MPa持久寿命由未经缓冷处理的36h增加至244h,延伸率由0.6%提高至4.5%;中温870℃/16h时效处理使合金纵向760℃/780MPa持久寿命比900℃/4h时效处理时提高一倍.热处理后γ'呈规则立方状,合金的晶界由γ'和析出的块状MC组成.以高温时效结合缓冷处理为特点的热处理制度,不但使DZ6合金的纵向持久寿命比铸态时提高一倍,而且还获得了良好的横向性能.     

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.     

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