ZL201合金半固态铸造与挤压成形显微组织

采用近液相线铸造的方法制备出ZL201合金半固态锭坯,并对其进行了触变挤压成形,利用金相显微镜观察r其组织变化,并与常规铸造ZL201合金的组织与挤压成形件的组织进行了对比分析.研究结果表明:(1)半固态合金挤压后组织更细小均匀,消除了宏观偏析、晶内疏松等问题,有利于性能的提高.(2)半固态挤压组织更细小均匀的主要原因是在挤压过程中晶粒的变形量、畸变区域很大,故在动态再结晶的过程中,半固态合金转变的体积分数大于常规铸造合金,所以半同态合金挤压件组织更加细小均匀.     

半固态加工成形技术及其发展现状

简述了半固态加工技术的起源和特点 ,重点介绍了该技术的两个重要环节———半固态合金坯料制备和零件成形工艺 ,综述了这种加工技术的工业化应用现状和发展前景     

钛蜂窝体制备及压缩性能研究

采用融熔沉积快速成形法制备钛金属蜂窝结构材料,对粉浆制备、钛金属蜂窝结构蜡坯固化、脱蜡等工艺以及所制备的钛蜂窝体的压缩性能进行了研究.结果表明,采用融熔沉积快速成形可以制备钛金属蜂窝结构,工艺简单、尺寸可控,钛蜂窝结构的相对密度在9%～12.6%范围内,屈服强度和弹性模量的增加不大;相对密度超过12.6%后,屈服强度显著增加,但弹性模量增加的幅度不大.通过改变蜂窝体正六边形的边长或改变蜂窝体的壁厚均达到相同的相对密度条件下,蜂窝体的压缩强度差别不大,但对蜂窝体的弹性模量却有显著影响.     

硅氧氮陶瓷的先驱体法合成及性能的研究

用 Si Cl4为原料 ,通过水解和氨解的方法 ,制备了不同含氮量的硅氧氮先驱体。先驱体通过脱氨基原位聚合 ,再经过无机化转变成为成分均匀的硅氧氮粉体 ,用所得粉体热压烧结制备了硅氧氮材料。测试分析结果表明 ,氮的引入使氧化硅的析晶温度提高了 1 5 0℃ ;适量析晶显著提高材料的力学性能 ;烧结温度为 1 4 0 0℃时 ,氮的质量分数为 2 4 .3%材料的强度和韧性最大 ,分别达到 1 5 6 MPa和 1 .8MPa· m1 / 2 ,比 Si O2 基体的强度和韧性提高了 4 .5 8倍和 2 .2 5倍。     

高效金属过滤技术

本成果采用筒体和过滤介质微孔镍管。微孔镍管采用特种粉末冶金方法制备 ,其工艺过程包括粉末制备、处理、筛选、加工成型、烧结、性能测试、参数组合等。通过改变粉末精度及其分布和加工条件 ,可控制微孔管的孔隙度、孔径分布、强度和尺寸 ,以适合各种要求。本技术过滤效率高。可滤除气体中 0 .5 μｍ～ 0 .9μｍ的颗粒 ,过滤效率达 99.999% ;阻力小 ,初始压降为5× 10 3Ｎ～ 1× 10 4 Ｎ ;流量范围大 ,可由 1ｍ3/ｈ～ 2 4 0 0ｍ3/ｈ ;强度可靠 ,可承受正向压力差 1× 10 5Ｎ～ 1.5× 10 5Ｎ ,反吹压力 5× 10 5Ｎ以上 ;使用寿命长 ,并且可…     

激光增材制造毛坯与传统锻件铸件差异性分析

通过收集和整理国内外技术标准,对比分析了激光增材制造毛坯与传统锻造和铸造毛坯在成形工艺、显微组织、缺陷及其形成原因、内部质量以及力学性能等方面的差异。结果表明,激光增材制造较传统工艺整体制造周期短、材料利用率高;激光增材制造毛坯气孔能达到A1级别,稍低于锻造的AA级别,气孔级别能达到铸件的B级;激光增材制造钛合金纵横向屈服强度和拉伸强度分别比锻造和铸造低3.4%和0.78%。     

低温球磨粉末冶金制备Al-Cu-Mg合金的微观组织及力学性能

利用快速凝固和低温球磨复合工艺制备Al-Cu-Mg合金粉末,通过冷压、热挤压工艺固结成形,并对其进行固溶和自然时效处理,研究该过程中材料的微观组织变化和力学性能。结果表明:球形Al-Cu-Mg合金雾化粉末球磨4h后全部变为层片状,Cu Al2和Al2Cu Mg相发生分解并回溶入α(Al)基体中形成过饱和固溶体;挤压态材料的组织致密(致密度达98.6%),经热处理后平均晶粒尺寸约900nm,自然时效阶段合金中析出大量弥散分布的GP区和S″相;T4态材料的抗拉强度和屈服强度分别为526MPa和397MPa,而伸长率(15%)仍保持在较高水平,其强化方式主要为细晶强化和沉淀强化。     

辐射交联热缩制品

本成果研制的产品是采用聚烯烃材料加入添加剂热塑成型 ,经高能电子辐照处理后 ,加工定型制成。辐射交联热缩套管具有热缩性能 ,当加热到一定温度时 ,可收缩到原来挤塑时的形状和尺寸 ,即产生“记忆效应”。加工方便 ,质量优异 ,成本低廉 ,节省能源 ,没有污染。产品热缩温度为 115℃～ 130℃ ;使用温度为 - 5 5℃～ 80℃ ;脆化温度为 - 70℃ ;耐电压强度 >15ｋＶ/ｍｍ·ｍｉｎ ;体积电阻率 >5 .4 2× 10 16Ω·ｃｍ ;抗张强度 (2 3℃ ) >15 .68ＭＰａ ;极限伸长率 (2 3℃ ) >4 0 0 % ;纵向收缩率 <10 %。辐射交联热缩制品可广泛应用于航天、…     

热处理对激光选区熔化Al-Mg-Sc-Zr合金组织及性能影响

针对激光选区熔化Al-Mg-Sc-Zr合金强度提升以及与塑性合理匹配等问题,采用致密度最优工艺优化策略,获取了激光选区熔化成形Al-Mg-Sc-Zr最佳参数,并进行了时效与固溶热处理,研究了其对微观组织和力学性能的影响。结果表明：Al-Mg-Sc-Zr在激光功率为360～370 W、扫描速度为800～1000 mm/s、扫描间距为100μm及铺粉层厚为30μm时,致密度和组织缺陷最佳;时效或固溶热处理后,材料组织呈现交替分布细晶区和粗晶区,发生析出相增加强化,屈服与抗拉强度较沉积态得到提升;时效热处理相较固溶热处理,材料晶粒无明显长大,325℃/4 h时效热处理综合力学性能最佳,屈服强度为548 MPa、延伸率为11%;改变Al-Mg-Sc-Zr激光选区熔化成形材料热处理制度,可对其合金晶粒尺寸、析出相尺寸和密度进行控制,实现强度与塑性的合理匹配。     

ZL205A合金及铸造工艺

ZL2 0 5A是一种高强度铸造铝合金。它采用了高纯度原材料,多组元合金化及合理的热处理工艺技术。该合金具有三种使用状态:T6状态,T5状态,T7状态。该合金的铸造工艺性能中等,适用于砂型铸造和熔模铸造,对于结构形状简单的零件也可用于金属型铸造;具有良好的焊接性能和切削加工性能。本成果采用传统铸造方法,可以使铸件的各个指定部位,乃至整个铸件达到高强度和高致密性,而且铸件质量一致性好,保证铸件的使用可靠性。铸件指定部位切取试样的强度最低值比普通铸件高15 %～2 0 % ,达到锻件同样的质量水平。ZL2 0 5A合金是国内自行研制的高强…     

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.      

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）。     

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。     

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。