高速冲击表面处理对金属材料表面完整性的影响

喷丸、激光冲击和表面机械研磨等高速冲击表面处理技术可有效提高金属材料的抗疲劳性能、耐应力腐蚀性能和耐磨损性能等,已广泛应用于国内外航空航天、汽车、船舶以及核工业等领域。本文对喷丸、激光冲击和表面机械研磨的基本原理和工艺特点进行介绍,综述了相关高速冲击表面改性技术对铝锂合金、高温合金、钛合金和高强度钢等先进材料表面粗糙度、表层残余应力、显微硬度以及表层微观组织等表面完整性参数的影响规律,最后对高速冲击表面处理技术在国内的研究与发展进行了展望。     

增材制造γ–TiAl合金超声喷丸表面完整性数值及试验分析

为探究超声喷丸对增材制造γ–TiAl合金表面完整性的影响特性,验证有限元数值模型的可行性,以电子束熔化制备的γ–TiAl合金试样为研究对象,建立超声喷丸三维有限元模型,对不同喷丸参数下试样表面粗糙度及应力场分布进行仿真分析。采用不同喷丸参数对试样表面进行0.15 A、0.25 A两种喷丸强度的超声喷丸试验,揭示喷丸工艺对电子束熔化γ–TiAl合金微观形貌、残余应力分布、表面粗糙度及显微硬度等表面完整性的影响规律,验证仿真模型的有效性。结果表明,超声喷丸处理后,试样表层晶粒尺寸得到细化,产生了由表层至深层的晶粒尺寸梯度变化,形成了约150～250μm深的残余压应力层;此外,相同弹丸直径下,提高喷丸强度可显著增加试样表面粗糙度均值的分布,相同喷丸强度下,增加弹丸直径可有效降低试样表面粗糙度;超声喷丸试样表面显微硬度相对未喷丸试样表面（305HV）提高显著,最大显微硬度均出现在距离表层最近的测量点位置,其影响层深度可达300～500μm。     

超声波喷丸表面强化技术研究与应用进展

超声波喷丸强化技术近年来已经在多种类零件的制造工艺中引起高度关注.超声波喷丸强化技术能够对被处理材料实现表面改性,强化其物理、化学特性,其设备结构紧凑,可并入生产线上,方便操作、重复性好、无污染、噪音小,便携式的超声波喷丸设备在表面强化技术领域有巨大优势.综述了超声喷丸表面强化技术目前国内外研究和应用现状,论述了超声波喷丸表面强化技术的强化机理和技术特点,重点介绍了强化件残余应力场研究以及表面纳米化研究,总结了超声波喷丸表面强化的关键技术和难点,超声波喷丸表面强化技术有着广阔的应用前景.     

微粒子喷丸技术研究进展

微粒子喷丸因其采用的弹丸介质尺寸小,具有强化基体表面并降低表面粗糙度的优点,已成为航空、能源动力等领域中一项重要的表面强化技术.目前对于该技术的研究仍处于对其强化机理的试验论证阶段,还未有完整的理论体系.对微粒子喷丸技术的原理和特点进行了综述,讨论了微粒子喷丸的强化机制,阐述了目前微粒子喷丸技术的研究现状及在各类材料中...     

TC17钛合金超声喷丸强化均匀性表征分析

为探究TC17钛合金超声喷丸强化均匀性量化表征方式，分析了0.2A喷丸强度下超声喷丸与传统喷丸对TC17钛合金表面与截面形貌分布状态的影响，结果表明，传统喷丸弹丸冲击方向离散度较小，法向冲击较多，引起凹坑深度及凸起程度较高，出现堆叠、孔隙等特征，表面粗糙度较高。超声喷丸试样受离散冲击引起的切应力影响，表面形貌相对平坦，截面近表层区域晶粒尺寸呈梯度分布明显，表面与截面变形一致性程度高     

超高强度钢的喷丸强化

总结了航空常用超高强度钢0Cr13Ni8Mo2Al,30CrMnSiNi2,16Co14Ni10Cr2MoA和40CrNi2Si2MoVA喷丸强化所产生的残余压应力场特征,研究了喷丸所造成的表面粗糙度和表面残余应力等表面完整性变化,初步定性探讨了超高强度钢喷丸强化后表面完整性的改善及其对疲劳性能的影响.结果表明,喷丸可显著提高疲劳寿命和有效提高疲劳极限,而且对某一给定材料而言存在一个最佳的喷丸规范.     

激光喷丸表面强化技术的研究综述

激光喷丸是利用脉冲激光和材料相互作用诱导的冲击波压力实施表面改性的新型技术,适用于不同材料构件的表面处理。通过合理设置工艺参数,可以有效改变材料表面完整性,显著改善材料的耐磨损、耐腐蚀和抗疲劳性能,提高工程构件服役寿命。介绍了激光喷丸的技术原理、工艺特点和发展历程,综述了相关领域的国内外研究进展,总结了目前激光喷丸技术的主要应用方向,并就后续研究与应用进行了展望。     

喷丸强化对TC17钛合金表面完整性及疲劳寿命的影响

研究了喷丸强化对TC17钛合金表面完整性及疲劳寿命的影响。采用表面粗糙度仪、扫描电子显微镜、X射线残余应力测试仪、显微硬度计等分析了弹丸种类和喷丸强度对表面粗糙度、残余应力场、显微硬度场和微观组织的影响;在旋转弯曲疲劳试验机上测试了喷丸强化后的疲劳寿命,探讨了表面完整性与疲劳寿命的内在联系及作用机制。结果表明:喷丸强化后TC17钛合金表面粗糙度为0.5~1.0μm,残余压应力层为100μm左右,最大残余压应力位于表面下30μm处,表面出现加工硬化,晶粒发生了压缩变形;与未喷丸试样相比,玻璃丸对疲劳寿命的提升幅度最大,陶瓷丸次之,铸钢丸最小。喷丸强化提高疲劳寿命的机制归结于引入较深的残余应力层、较高的表面硬化程度和表层晶粒的细化。     

表面完整性对30CrMnSiNi2A钢疲劳极限的影响

采用喷丸强化和振动冲击强化两种表面形变强化方法改变 30CrMnSiNi2A钢的表面完整性 ,用升降法测定了 10 7循环周次下光滑试样的疲劳极限。试验结果表明 ,振动强化使疲劳极限提高 11% ,喷丸强化使疲劳极限提高 16 %。     

激光冲击强化研究现状与展望

激光冲击强化是一种新型的表面改性技术,相比于传统的喷丸强化技术有诸多突出优势.对激光冲击强化技术原理进行分析,总结激光冲击强化技术的各个工艺参数,并对激光冲击强化后材料表层性能变化进行阐述.讨论激光冲击强化技术的发展与现状,并对该技术在未来的运用进行展望.     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。