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.     

不同增强相对挤压态Mg-Zn-Mn-Y合金动态再结晶影响分析

采用Gleeble-3800热模拟试验机进行压缩试验,在温度250～400℃,应变速率0.001～10s-1范围内,研究了变形Mg-Zn-Mn-Y合金中含有不同增强相(I相和W相)对该合金高温流变行为及变形过程中动态再结晶行为的影响。结果表明:只含I相的合金I在较低温度下,表现出明显的加工硬化,峰值应力后发生断裂;在中高温度下,由于发生动态再结晶而表现出明显的流变软化。只含有W相的合金II在中低温度下变形时,峰值应力之前出现加工硬化,随后随动态再结晶的发生而出现软化;在高温下,加工硬化不明显。含有I相合金在变形量较小时(0.1和0.3),其动态再结晶以常规动态再结晶为主,较大变形量时(0.5)的动态再结晶机制为连续动态再结晶。含有W相合金变形量较小时的动态再结晶方式为连续动态再结晶,变形量较大时为旋转动态再结晶。由于含有不同增强相的合金动态再结晶机制不同,含有I相合金在高温下变形可获得均匀细小的再结晶晶粒;而含有W相合金在高温下变形时,晶粒长大。     

Ti-45Al-5Nb-0．3Y合金的等温热变形模拟及包套锻造

采用Gleeble-1500热力模拟机对Ti-45Al-5Nb-0.3Y (at%)合金在不同温度和变形速率下的流变应力进行了实验研究,并对此材料进行了包套锻造,分析了变形组织及压缩性能.结果显示,TiAl合金的真应力-真应变曲线显示典型的动态再结晶软化特征,流变应力随应变速率的升高和变形温度的降低而升高,在1200℃/0.01s-1条件下变形后试样外观质量好;利用Zener-Hollomon参数计算了此合金的热变形激活能,Q=399.5kJmol-1;在α γ双相区一次包套锻造,总变形量达70%,锻坯质量良好,锻后组织由大量弯曲、破碎的层片,细小的再结晶晶粒及少量平直层片组成,动态再结晶主要发生在原层片晶团的界面处,经1150℃/80min热处理后,合金发生广泛的再结晶形成了大量细小均匀的等轴γ晶粒,平均晶粒尺寸约为10μm,但仍有少量残余层片存在;室温压缩实验表明,锻造后合金的强度和塑性提高,这与锻造后显微组织的细化有关.     

TC4-DT钛合金高温热变形行为研究

利用Gleeble-3500型热模拟实验机,研究了TC4-DT损伤容限型钛合金在温度850℃～1000℃、应变速率0.01～10s-1、变形程度为40%～70%条件下的热变形行为,分析了该合金的流变应力行为及微观组织演变规律,并建立了本构关系模型。研究结果表明,TC4-DT合金在950℃以下的较低温度变形时应力软化现象非常明显,变形机制和热变形激活能不同于950℃以上的较高温度变形机制;在950℃以上高温度变形时,低应变速率(如ε=0.01s-1)促进了动态再结晶行为的发生,而在较高的应变速率(如ε=10s-1)时,一般只发生动态回复现象,动态再结晶行为受抑制。     

挤压态喷射成形GH738合金热变形行为及组织研究

在温度950~1150℃、应变速率0.001~1 s–1及工程应变50%条件下,利用Gleeble-3500TM热模拟试验机对挤压态喷射成形GH738合金进行热压缩实验,研究合金的流变应力,建立合金热变形本构关系,利用EBSD分析合金组织演变。结果表明:合金流变应力随温度的升高和应变速率的减小而降低,在相同变形条件下,具有细晶组织特征的挤压态喷射成形GH738合金峰值流变应力低于粗晶组织的铸锻GH738合金;挤压态喷射成形GH738合金热变形激活能为651.08 kJ·mol–1,GH738合金的热变形激活能随着初始平均晶粒尺寸的减小而升高;形变温度的升高使挤压态喷射成形GH738合金初始被拉长的晶粒逐渐演变为等轴再结晶晶粒,在1000℃以上获得完全动态再结晶组织,再结晶组织随形变温度的进一步升高发生长大。     

TC11合金高温变形行为及其机理

采用Gleeble-1500热模拟机研究了TC11合金在800～1 050℃、应变速率0.005～5/s条件下的高温变形行为.根据动力学分析,确定了不同温度区间的热激活能和热变形方程.结合变形微观组织观察确定了TC11合金的高温变形机制.结果显示:TC11合金在(α β)两相区和β相区的热变形激活能分别为285.38和141.98 kJ/mol,表明不同温度区间的热变形机理不同;在两相区变形主要发生片状组织的球化,在β相区变形时低应变速率下(0.005～0.05/s)主要发生β相的动态再结晶,高应变速率下(0.05～5/s)主要发生动态回复.研究结果为确定该合金的最佳变形工艺参数提供了理论依据.     

Ti-47Al-2Cr-1Nb合金的晶粒细化工艺及显微组织变化特征

研究了Ti-47Al-2Cr-1Nb (at%) 合金的等温变形复合热机械处理晶粒细化工艺及显微组织变化特征.通过两次等温变形(变形量70%以上)加中间热处理,破碎了粗大的铸态层片晶团,热处理后得到均匀的等轴γ细晶.变形态的微观组织显示,等温变形过程中发生了动态再结晶,使流变曲线出现明显的流变软化.     

阻燃钛合金高温变形行为研究

通过等温恒应变速率热模拟压缩试验,研究了一种铸态组织的阻燃钛合金在变形温度900~1200℃,应变速率0.001～1s-1下的高温流变应力和组织演变,计算了变形激活能及应力指数,并给出了该合金变形的本构方程.结果表明,此种阻燃钛合金高温变形是扩散控制的过程,软化机制以动态回复为主,但在应变速率较高时会发生项链状动态再结晶,而在应变速率较低时会发生连续再结晶,合金中的碳化物形貌在高温变形过程中也会发生转变.     

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。     

热变形对高铌TiAl合金微观组织的影响

通过对Ti-45Al-8.0Nb-0.2W-0.2B-0.1Y(原子百分数)合金的热压缩分析发现,其变形温度和变形速率对合金的真实应力-应变曲线以及变形后的组织有显著的影响。在低的变形温度和高的变形速率下,随应变量的增加合金呈现明显的软化现象,变形后存在大量的流线型组织,当变形温度达到1250℃、变形速率降到1×10^-3s^-1时,合金变形后的组织逐渐得到充分的再结晶,铸态组织得到明显的细化。     

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。     

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。     

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。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

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…