高速铣削参数对TC17钛合金表面变质层的影响

为优化TC17钛合金球头铣刀高速铣削参数和为控制表面变质层提供实验依据,采用中心复合响应曲面法,建立表面粗糙度预测模型,采用方差分析对模型和输入参数的显著性进行检验,分析铣削参数对表面粗糙度的影响规律,同时对高、中、低三种铣削参数水平下的残余应力、显微硬度和微观组织进行检测。结果表明:该模型可以有效预测球头铣刀高速铣削TC17钛合金后的表面粗糙度,每齿进给量和铣削宽度对表面粗糙度影响显著;铣削后表面为残余压应力状态,随着铣削参数水平的增大,表面残余压应力增大,残余压应力层在20μm左右;表层显微硬度经历了"热软化-加工硬化-趋于稳定"的过程;表层晶粒出现了破碎、弯折,塑性变形层厚度约为10μm。     

基于灰色关联分析的微量润滑系统工艺参数优化

为解决钛合金铣削加工中微量润滑系统工艺参数优化问题,采用正交试验法以空气流量、切削液用量、切削液浓度为变量,表面粗糙度Ra和切削力为评价指标开展钛合金微量润滑铣削试验。基于灰色关联和主成分分析法对微量润滑系统工艺参数进行多目标优化,通过分析各因素对灰色关联度的影响规律,确定了最佳系统参数组合为空气流量90L/min、切削液用量15mL/h、切削液浓度70%。经验证优化后的工艺参数可有效提高工件表面质量,减小切削力,为合理选择微量润滑系统工艺参数提供了参考依据。     

航空发动机叶片砂带抛光工艺参数优化

为提高航空发动机叶片砂带抛光后的表面质量,选取影响抛光质量的主要工艺因素砂带粒度、接触力、砂带线速度、进给速度,以抛光后的叶片表面粗糙度作为评价指标,展开叶片砂带抛光工艺参数优化研究.首先,进行抛光工艺试验,基于试验结果采用BP神经网络法建立表面粗糙度与工艺参数之间的预测模型;其次,根据所建立的预测模型,采用遗传算法和粒子群算法对工艺参数进行优化对比,确定最佳工艺参数;最后,对优化后的工艺参数进行试验验证,试验结果表明:采用优化后的工艺参数进行叶片型面抛光,抛光后叶片表面粗糙度明显减小,表面质量得到了显著提高.     

DD9镍基单晶高温合金磨削表面质量实验研究

涡轮叶片榫齿常采用磨削加工，磨削工艺参数决定了其加工表面的质量和疲劳性能。基于正交试验研究磨削参数对第三代镍基单晶高温合金DD9 磨削表面粗糙度及硬度的影响规律和机理。结果表明：磨削表面粗糙度受砂轮线速度vs 的影响最大，工件进给速度vw 对其的影响次之，而受磨削深度ap 的影响最小；磨削表面出现加工硬化，加工硬化程度在1.9%~13.8% 之间，亚表面硬化层深度在60~120 μm 之间；为获得粗糙度小、纹理均匀、硬化程度小的DD9 高温合金磨削表面，精加工推荐的磨削参数为vs∈［20 m/s，25 m/s］，vw∈［12 m/min，16 m/mim］，ap∈［10 μm，15 μm］。     

面向加工表面粗糙度的钛合金高速铣削工艺参数区间敏感性及优选

钛合金高速铣削以高效率、高质量的优点广泛应用于航空航天行业.针对高速铣削中表面粗糙度的工艺控制,提出了基于表面粗糙度经验模型的工艺参数灵敏度和相对灵敏度概念.通过高速端面铣削正交试验,建立了面向表面粗糙度的工艺参数灵敏度和相对灵敏度数学模型,研究了工艺参数区间敏感性分析方法,给出了工艺参数稳定域和非稳定域的划分原则和方法.结合正交试验法中的极差分析方法获得了不同切削工艺参数对表面粗糙度的影响曲线,提出了工艺参数区间的优选方法.研究结果表明:TC11钛合金高速铣削时,表面粗糙度对铣削速度的变化最为敏感,对每齿进给量变化敏感次之,对铣削宽度和铣削深度的变化不敏感;铣削速度优选在314～377 m/min范围,每齿进给量优选在0.03～0.05 mm/z范围,可控制表面粗糙度在0.6 μm以内.为优化钛合金材料高速铣削工艺以及进行表面粗糙度控制研究提供理论方法和试验依据.     

镍基高温合金GH4169磨削参数对表面完整性影响

研究了用单晶刚玉砂轮磨削镍基高温合金GH4169时,磨削参数对表面完整性中的表面特征(表面粗糙度、表面形貌、表面显微硬度和表面残余应力)的影响,以期优化磨削参数.砂轮速度依次选择15,20,25m/s,磨削深度分别选择50,100,150μm,工件速度分别选择5,10,15m/min.研究结果表明:表面粗糙度对工件速度的变化最敏感,表面显微硬度对砂轮速度变化最敏感,表面残余应力对砂轮速度变化最敏感;同时表明了磨削参数对磨削表面形貌、显微硬度梯度、微观组织、残余应力梯度的影响,揭示了表面完整性中的变质层形成规律.其塑性变形层在5～10μm,显微硬度变化影响层为80～100μm,残余应力影响层厚度为80～200μm,其为磨削镍基高温合金表面完整性控制研究提供相关的实验数据基础.      

塞斯纳172飞机发动机机匣脉冲激光清洗工艺研究

针对航空发动机机匣表面除漆需求,采用纳秒脉冲激光开展了塞斯纳172飞机发动机机匣表面漆层的激光清洗研究。通过对机匣除漆区域的表面形貌及粗糙度进行分析,探究了激光能量密度与扫描速度对机匣表面漆层清洗效果的影响规律,确定了机匣激光除漆最佳工艺参数,并对机匣除漆后的表面质量、显微硬度及粗糙度进行综合评估。结果表明,能量密度和扫描速度均显著影响机匣除漆质量,能量密度18.33 J/cm2、扫描速度1600 mm/s时,可实现除漆率98.7%,表面粗糙度Sa为2.48μm,机匣本身未损伤,表面显微硬度提升1.9%,满足机匣表面除漆质量要求。研究结果为发动机机匣激光除漆提供了理论与技术支持。     

GH4169叶片悬臂插磨表面完整性及参数优化研究

利用超硬磨料砂轮进行GH4169叶片型面的精密磨削加工是提高其几何精度的有效手段.通过对GH4169材料进行悬臂插磨试验发现在精磨参数下磨削表面硬度在44～47HRC之间,叶片表面双方向均获得较大的残余压应力,进给方向上的残余压应力大于线速度方向上的残余压应力,且磨削参数对磨削表面硬度和残余压应力的影响不显著.在此基础上,基于磨削表面粗糙度小于Ra0.5μm的要求,提出叶片插磨的参数优化原则,为了降低磨削粗糙度推荐插磨参数:砂轮线速度26.8m/s,进给速度1000mm/min,型面磨削残高2μm;为了减小磨削力引起叶片的弹性变形所造成的加工误差,推荐磨削深度为0.005mm.在推荐参数下所加工叶片的形状精度可达到20μm以内,磨削表面以下没有明显的拉应力层,压应力层深度约为70μm,最大残余压应力位于表面下5μm处.以上研究为GH4169叶片的悬臂插磨工艺提供了一种基于表面完整性的参数优化方法和一组经过优化的精磨参数.     

AO-LSSVM在铣削铝合金表面粗糙度预测研究与应用

为提高铣削7475铝合金表面粗糙度（）的预测准确性和便捷性，本文基于天鹰优化器算法（AO）对最小二乘向量机（LSSVM）进行优化，以4个铣削参数作为输入值，作为输出值构建铣削铝合金预测模型，通过与粒子群（PSO）优化最小二乘支持向量机（LSSVM）和LSSVM 两种算法进行对比，采用灰色关联对铣削参数与表面粗糙度之间的相关性进行分析并通过GUI界面搭建预测系统。结果表明：基于AO-LSSVM的预测模型的预测误差为4.287 6%，拟合优度达到0.938 64，优于其他算法；每齿进给量与的相关性最大，灰色关联度值为0.764；通过GUI预测应用系统能实现高效、便捷、准确地预测值。     

单晶硅超精密切削工艺参数优化与实验研究

为提高单点金刚石车削单晶硅的表面质量,以表面粗糙度为优化目标,设计正交切削实验,过方差分析、响应曲面分析和极差分析研究主轴转速、进给速度和切削深度对表面粗糙度的影响。结果表明：主轴转速对表面粗糙度影响显著,其贡献率最大,主轴转速越大,表面粗糙度值越小;建立表面粗糙度回归模型,主轴转速和进给速度的交互作用对表面粗糙度的影响最大;获得最优切削参数组合,即主轴转速3 300 r/min,进给速度2 mm/min,切削深度5 µm。在此切削条件下,获得了表面粗糙度Ra 2.7 nm的高质量单晶硅元件,在扫描电镜下观察其表面相对光滑,切屑呈带状,材料在延性域内去除。     

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.