锻造工艺对1Cr16C05Ni2Mo1WVNbN钢组织和性能的影响

通过试验详细论述了不同锻造工艺对1Crl6CoSNi2MolWVNbN钢的金相组织、室温拉伸冲击性能、450℃拉伸性能和持久性能的影响。从而得出结论锻造工艺对合金室温和450℃拉伸性能、持久寿命影响不大,变形量的增加有利于细化晶粒和一次碳化物NbC的尺寸减小,在1120℃—l160℃始锻温度、40％～60％变形量条件下锻造合金室温冲击韧性处于较高水平。该合金的最佳锻造工艺参数为：1140℃下锻造,变形量50％左右。     

等离子-物理气相沉积硅/莫来石/硅酸镱环境障涂层的高温防护和耐热冲击性能研究

通过SiCf/SiC复合材料表面等离子喷涂(APS)硅黏结层和莫来石中间层,等离子-物理气相沉积(PS-PVD)制备硅酸镱面层,喷涂的整个环境障涂层体系组织致密,PS-PVD工艺制备的硅酸镱为层状结构,孔隙率＜1％.研究了 SiCf/SiC复合材料环境障涂层的抗静态氧化、循环氧化、水汽腐蚀和热冲击性能,发现复合材料表面...     

激光选区熔化成型316L不锈钢工艺参数研究

针对激光选区熔化成型316L不锈钢工艺参数选择问题,采用单因素条件变量分析法,在激光选区熔化过程中,分析了激光功率、扫描速度对316L不锈钢成型零件表面粗糙度、致密度、硬度和尺寸偏差的影响规律。结果表明:当激光功率降低或者扫描速度提高时,内部能量密度减小,粉末熔化量减少,试样表面球化效应增强,孔隙缺陷增多,试样致密度减小、硬度降低;当激光功率提高或者扫描速度降低时,内部能量密度增大,粉末被过度烧蚀,产生较大的尺寸偏差,所形成熔道易塌陷,导致层间结合较差,试样性能降低。当激光功率为300 W、扫描速度为1000 mm/s时,能量密度适中,形成了较好的冶金结合,抗拉强度可达753 MPa,上表面硬度HRB能达到97.22。该项研究为316L不锈钢激光选区熔化工艺参数的合理选择提供了参考。     

封严环配合止口等离子喷涂再制造工艺

针对航空发动机大修过程中发现的封严环与低压涡轮第1级盘配合止口严重磨损问题，对封严环基体GH38合金等离 子喷涂镍铬铁钼涂层后进行外观检查，开展弯曲性能检查、金相组织检查和拉伸结合强度检查试验，并对封严环基体最大去除量 进行强度分析、封严环再制造工艺方法分析和封严环再制造零件几何参数对比分析，对修复合格的封严环进行长试试车考核验 证。结果表明：修复后的封严环配合止口直径、跳动、粗糙度、同心度符合设计要求，不平衡量符合设计要求，试车后在封严环配合 止口处镍铬铁钼涂层无脱落、无掉块，涂层状态及检查结果均完好；封严环采用等离子喷涂镍铬铁钼涂层修复配合止口喷涂工艺 稳定；封严环配合止口车削加工参数选择正确；加工工艺方法稳定。     

HB与ISO标准中锥齿轮轮齿弯曲疲劳强度计算标准比较

为正确评估不同标准中的轮齿强度计算结果，分析和比较了航空工业标准（HB）与国际标准化组织（ISO）标准计算锥齿轮轮齿弯曲疲劳承载能力。通过计算方法比较和实例计算对比2种途径，找出了2种标准计算公式的差异、修正系数种类和取值上的差异，及其对计算结果的影响。结果表明：2种标准考虑的影响因素不同，ISO标准相较HB考虑的因素更为全面，特别是在动载系数、应力修正、尺寸系数等参数计算上存在较大差异，使得采用ISO标准计算齿根应力基本值更小，齿根应力与许用齿根应力更大；ISO标准中提供的动载系数根据转速区域的不同采用的计算公式不同，提供的尺寸系数考虑了不同组织和热处理工艺对系数取值的影响，对计算结果更有指导意义。     

GH4169合金超塑性变形及其力学行为的研究

GH4169高温合金经超细化预处理工艺后，在变形温度T为1000℃、初始应变速率5为1．14×10－3s－1的拉伸变形条件下，得到了良好的超塑性，其最高延伸率8max为467％，最低流动应力amin为43．1MPa。合金在较宽的变形温度范围（T为940～1020℃）和应变速率范围内（10－4～10－3s－1）显示出良好的超塑性。这对实际生产中工艺参数的选择及控制提供了很大的方便。应变速率敏感性指数m值可以表征材料超塑性性能的高低，但不能完全衡量超塑性能。     

核心机压气机进口可调静子叶片角度控制规律

核心机试验进气范围宽，从常温常压状态到加温加压进气状态，进行进气温度和压力调节的同时给核心机带来大量的 过渡态工作过程，对核心机气动稳定性提出了较高的需求，通过压气机进口可调静子叶片角度（α2）的调节可以有效提升稳定裕度，需要设计出合理的压气机α2规律来保证核心机的试验安全。为了研究压气机进口可调静子叶片角度控制规律，以整机大量试验数据为基础，以发动机相似原理为理论依据，分别在核心机稳态、加速和减速等不同状态下开展核心机与整机压气机进口可调静子叶片角度控制规律对比研究。结果表明：最终确定的压气机α2稳态规律与整机的n2R25-α2控制规律相同，遵循在加速过程中稳态基础上偏关2°、在减速过程中稳态基础上偏关5.5°的控制规律，确保压气机在试验过程有较好的稳定裕度，保证试验安全。     

Y12F飞机噪声局方并行试飞适航审定技术

民用飞机为获得型号合格证,应按照有关噪声适航规章条款进行噪声适航合格审定,噪声测试飞行试验是表明符合性的最佳途径。以CAAC和FAA发布的相关噪声适航文件为基础,研究了Y12F飞机噪声测试并行飞行试验所涉及的测试设备、试验场地、气象条件、飞行试验程序、数据测量和处理等方面的适航审定技术。所构建的噪声测试飞行试验适航审定方法,有效地指导完成了Y12F飞机噪声测试的适航验证工作,并完成CAAC和FAA同步审查,为获得CAAC型号合格证和FAA型号合格证奠定了基础。该研究成果可为螺旋桨小飞机和螺旋桨通勤类飞机等新机型的噪声适航合格审定提供借鉴和指导,同时也可为意愿获取FAA型号合格证的申请人提供参考。     

航空飞行器维修技术发展综述

降低航空飞行器维修费用和提高维护保障能力具有重要意义。回顾了中国飞机和航空发动机维修技术的发展现状及相关的基础理论研究工作，指明并阐述了维修技术应向维修设计、健康管理、飞机信息规划及维修过程管理的方向发展。     

时滞反馈下高速磁悬浮轴承转子系统的稳定性分析

为了分析机电系统中的微小时滞对于高速磁悬浮轴承转子系统动态特性的影响，采用数值方法讨论了系统周期解稳定 性切换问题及振动响应特性随时滞的演化规律，通过Floquet 乘子判断系统周期解的稳定性，对于磁悬浮轴承系统计算出了不同 工作转速下转子系统失稳的临界时滞，并进行了仿真验证。结果表明：在转速较低的情况下，引起转子系统失稳的时滞大小都在 毫秒级，远远高于一般机电控制系统中可能出现的时滞；当转速升高时，微小时滞对于转子系统稳定性的影响更为显著，当转速升 高至约18000 r/min时，失稳时滞缩短至只有60 μs，当转速升高至60000 r/min时，转子系统在时滞约为19 μs的情况下就会出现失 稳。因此在高速磁悬浮轴承系统设计时要充分考虑时滞的影响，以保证系统设计的稳定性。