织构及组织结构对超高强铝合金平面力学性能的影响

以自行制备的高合金含量的Al-Zn-Mg-Cu合金为试验材料,测试观察挤压带板及其制备的等温模锻件的织构类型及组分强度、组织结构、平面拉伸力学性能及各向异性指数,通过计算{111}112滑移系的施密特因子,采用单晶近似法分析平面拉伸力学性能各向异性与织构的关系,使用霍尔-佩奇定律分析了组织结构与平面拉伸力学性能各向异性的关系,结果表明:合金经剧烈变形后,以变形织构为主,变形织构会引起各向异性,导致合金45°方向强度偏低;挤压形成的纤维组织是引起挤压带板L向及LT向各向异性的主要原因。{110}112Brass织构强度增加,可以抵消纤维组织引起的L向及LT向的各向异性;LT向伸长率低及伸长率各向异性主要是由第二相粒子延晶界的链状分布引起,同时也与织构引起的晶粒强度变化有很大关系。     

固溶前退火处理对2050铝锂合金冷轧薄板力学性能与组织的影响

采用拉伸性能测试、电子背散射衍射分析(EBSD)、扫描电子显微镜(SEM)和透射电子显微镜(TEM),研究了固溶前退火处理(300℃/4 h,400℃/2 h)对2050铝锂合金冷轧薄板T8时效后力学性能、晶粒组织和析出相的影响。研究结果表明:固溶前退火处理导致2050铝锂合金冷轧薄板固溶态不完全再结晶数量增多,晶粒长厚比增大,小角度晶界比例增加,同时使合金Goss织构密度增大。T8时效后主要强化相为T_1相和θ′相。固溶前退火处理可导致后续T8时效时T_1相在不同{111}_(Al)面上析出差异,其中部分{111}_(Al)面上T_1相析出减少,而预拉伸变形时承受高分切应力{111}_(Al)面上T_1相析出增加,从而影响合金的力学性能。固溶前300℃/4 h退火处理可使T8时效后合金屈服强度和抗拉强度提高,伸长率基本保持不变。     

2198铝锂合金后续热处理制度及对织构影响的研究

通过力学性能和组织观察研究了2198新型铝锂合金的后续固溶时效热处理制度,并通过XRD衍射仪对原始板材和热处理之后的板材进行织构测算。对比分析表明：2198铝锂合金最佳固溶制度选为500℃×1 h小时,最佳时效制度定为175℃×20小时。经过重新固溶时效后,材料组织形貌、力学性能基本保持不变而延伸率变化小于3%。原始板材织构主要存在着较强的{-110}〈-1-12〉组分以及{001}〈0-10〉,{-3311}〈-1-10〉和{-5512}〈3-95〉组分,但经过重新固溶时效之后,主要织构变为{-110}〈-1-12〉,{-3313}〈-1-10〉和{-112}〈1-11〉组分,呈明显弱化趋势。从而改善此合金趋于各向同性条件下的抗疲劳性能与耐蚀性能。     

7050-T7651铝合金厚板显微组织及力学性能不均匀性

采用金相显微镜、扫描电镜、透射电镜和力学拉伸试验机，研究160 mm 7050-T7651铝合金特厚板不同厚度位置的金相组织、晶粒取向、织构类型、时效纳米析出相分布以及力学性能的差异。结果表明：从板材表层到心部，组织中的第二相粒子含量降低，但尺寸增加；板材表层以小角度晶界亚结构组织为主，小角度晶界比例在79%～85%之间，而板材心部小角度晶界的比例为58%左右，相比于板材表层小角度晶界比例降低了26.6%～31.8%；板材表层以{001}<110>剪切织构为主，占比为3.64%，并随厚度增加，变形织构组分含量逐渐增多；板材厚度方向力学性能呈现出沿厚度表层-心部-表层方向先降低后升高的趋势，且力学性能最优位置均为板材表层位置。     

Al-Cu-Li系合金热轧板材组织、性能和织构的研究

研究了 Al-Cu-Li-( Mn) -( Zr)合金热轧板在 T8态下的显微组织、性能和织构情况。发现因合金的成分不同 ,T8处理对它们造成的影响也不同。其原因主要是由于 Mn、Zr对合金内部的再结晶过程产生了不同的影响。对热轧板的织构和性能测试结果表明 ,晶体学织构与材料的各向异性之间存在着对应关系 ,材料的塑性各向异性比强度各向异性更为严重 ,Mn可以作为控制合金织构和各向异性的重要合金化元素     

Al-Zn-Mg-Cu合金铣削表面变形层的微观组织和织构

利用透射电镜(TEM)技术以及配套的旋进电子衍射(PED)技术对铣削Al-Zn-Mg-Cu合金表面变形层的微观组织和织构进行研究。结果表明:表面变形层是由最表层的等轴纳米晶/超细晶层和亚表层的层状纳米晶/超细晶层组成,晶粒周围分布大量的粗大晶界析出相(GBPs);最表层再结晶的纳米晶/超细晶的存在说明除了位错运动,动态再结晶也在晶粒细化过程中发挥作用;与原始粗晶相比,加工表面变形层内GBPs和晶内析出相(GIPs)尺寸和密度明显的不同是由于热机械作用诱发析出相重新分布;表面变形层的织构类型为由近铜型织构{112}111、旋转立方织构{001}110和F型织构{111}112组成的混合型织构,铣削加工过程引入的表面剧烈剪切变形是上述织构形成的主要原因。     

2524与7150铝合金激光焊T型接头的组织与性能

介绍了2524与7150铝合金激光焊T型接头优化的工艺参数,并研究了T型接头在优化工艺下的显微组织与力学性能,进行金相分析、显微硬度测试与接头拉伸试验。结果表明:优化工艺下焊缝没有裂纹、气孔,金相组织晶粒细小、致密,焊缝区域的硬度最低;T型接头x方向的拉伸强度达到384 MPa,z方向的拉伸强度为236 MPa。     

电子束物理气相沉积Ni-Cr—Al合金薄板微观组织研究

采用电子束物理气相沉积技术(EB-PVD)在温度为700℃的不锈钢基片上沉积厚度为0.2mm的Ni-Cr-Al高温合金薄板,然后将合金薄板与基片剥离.采用X射线衍射(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)、原子力显微镜(AFM)和透射电子显微镜(TEM)等测试手段研究了Ni-Cr-Al合金薄板的微观组织.结果表明,沿厚度方向合金具有两种不同晶粒形貌的两层结构,在沉积材料的靠近基板侧观察到柱状晶区,同时表现出{lll}织构,而在远离基板一侧晶粒形貌则为近等轴晶且无织构现象;合金表面晶粒细小均匀且呈岛状分布,每个"岛屿"由许多晶粒尺寸约为100 nm柱状晶粒组成;晶粒内部亚结构表现为孪晶.     

中间退火对2E12铝合金组织和性能的影响

通过对比分析2E12薄板冷轧后引入中间退火和未采用中间退火的板材显微组织以及力学性能测试结果,研究中间退火对板材的晶粒、织构以及力学性能的影响。结果表明,引入中间退火的板材晶粒较为粗大呈现不完全再结晶的嵌套组织,未采用中间退火的板材显微组织为细小等轴晶粒;采用中间退火和未采用中间退火的板材基本力学性能相当,但采用中间退火工艺的板材裂纹扩展速率较低;获取细小等轴晶粒增加强度和塑性的同时增加了相邻晶粒的取向差,不利于降低裂纹扩展速率。     

双重退火对激光增材制造Ti60A合金显微组织和力学性能的影响

对激光增材制造Ti60A高温钛合金进行"Tβ-30"(1020°C/1h/AC+700°C/2h/AC)双重退火和"Tβ-10"(1040°C/1h/AC+700°C/2h/AC)双重退火热处理,对比研究了沉积态、双重退火态的显微组织特征,包括α相体积分数(%)、α相板条宽度(μm)、α相长宽比等的差异,并测试了热处理前后的室温拉伸和高温拉伸性能,讨论了双重退火对合金显微组织及力学性能的影响机理。结果表明:"Tβ-10"双重退火态的拉伸强度较高,室温塑性最高,具有优于激光沉积态和"Tβ-30"双重退火态合金的综合性能。研究结果为优化高温钛合金的综合力学性能和提高航天器钛合金构件综合力学性能提供了参考。     

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.