TiAl/NiCoCrAl层板复合材料的EB-PVD制备及组织性能研究

采用电子束物理气相沉积(EB-PVD)技术,成功制备了尺寸为150mm×100mm×0.4mm的TiAl/NiCoCrAl层板复合材料,并对其物相组成、断口形貌和室温力学性能与TiAl单层材料进行了对比分析.结果表明,在TiAl/NiCoCrAl层板复合材料中,NiCoCrAl层主要由Ni3Al和NiCrCo组成,TiAl层由γ相、α2相和т相组成且未发现TiAl单层材料中看到的分层现象;TiAl/NiCoCrAl层板复合材料的强度和韧性都要高于TiAl单层材料,其断裂方式由沿晶脆性断裂转变为具有一定延性的穿晶断裂和沿晶断裂的混合断裂方式.TiAl/NiCoCrAl层板复合材料的强化机制主要为细晶弥散强化;该材料的韧化机制主要为裂纹的偏转、微桥接和弯曲增韧.     

DD6单晶高温合金扭转小角度晶界的拉伸性能

在760℃,850℃和980℃温度条件下,研究了DD6单晶高温合金扭转小角度晶界的横向拉伸性能和断裂特征.结果表明,相同晶界角度的试样,随着温度的升高,DD6单晶高温合金拉伸强度降低.在760℃,850℃和980℃三个温度下,晶界角度分别为10.8°,6.4°,3.8°时,试样出现沿晶断裂,小角度晶界试样的拉伸强度降低.小角度晶界试样沿晶断裂明显降低试样的拉伸塑性.     

MCrAlX包覆涂层对Ni3Al基合金IC6力学性能的影响

采用真空电弧镀的方法在Ni3Al基合金IC6上涂覆了NiCrAlY,NiCoCrAlY和NiCoCrAl-YHf三种MCrAlX包覆涂层,测试了室温拉伸和1100℃-90MPa高温持久性能.结果表明,这三种涂层对室温拉伸性能均无明显影响,NiCoCrAlY 和NiCoCrAlYHf涂层对高温持久性能也无太大影响,但NiCrAlY涂层却使IC6基体合金的持久寿命大幅度降低.利用扫描电镜和电子探针分析了NiCrAlY涂层在涂覆态和应力持久拉伸断裂状态的显微组织和成分变化,在应力持久拉伸断裂试样中发现了规则块状的AlN,本文认为硬脆AlN在涂层表层中局部的析出可能是导致NiCrAlY涂层基体合金持久寿命明显下降的主要原因.     

选区激光熔化IN718合金室温及高温拉伸性能研究

采用选区激光熔化技术制备了IN718合金,对其凝固组织形成机制和热处理固态相变行为进行了研究,分析了IN718合金经热处理后的室温和高温拉伸断裂机理。研究结果表明,选区激光熔化IN718合金沉积态显微组织为沿沉积增高方向定向生长的树枝晶,枝晶间分布着纳米级Laves相。经标准热处理后晶粒形态没有明显变化,大量γ′和γ′′相以及针状δ相弥散析出,Laves相含量减少,合金硬度较沉积态高约40%。经热处理后,合金垂直于沉积增高方向试样抗拉强度高于锻件,平行于沉积增高方向的试样塑性优于锻件,高温拉伸强度与锻件相当,室温及高温拉伸断裂机制均为微孔聚集型的穿晶韧性断裂。     

HIP-Re 组织及力学性能

采用粉末冶金热等静压技术制备了HIP-Re纯铼材料,分析了不同热处理状态对材料微观结构及室温和高温性能的影响。结果表明,热处理温度对材料拉伸性能影响较大,经1 800℃/1.5 h真空处理HIP-Re抗拉强度达到1 196 MPa,伸长率为19.1%;2 000℃抗拉强度达到69 MPa,伸长率达17%以上。粉末冶金铼的晶粒组织多为2～8μm细小等轴晶,HIP-Re断裂方式为沿晶断裂与穿晶断裂共同作用,高温断裂方式为晶间断裂与滑移断裂,在拉伸形变过程中,Re材料内部产生了大量协变的裂纹及微孔,裂纹扩展连接导致断裂。     

钨渗铜材料高温力学性能与组织研究

从不同原料钨粉粒度和不同钨骨架密度的角度，研究其对于材料高温强度性能的影响，同时结合SEM断口形貌观察，研究材料在高温下的断裂机制。结果表明：(1)随着钨骨架密度的提高，材料的高温强度都相应提高，在一定的骨架密度范围内，高的骨架密度有利于材料高温强度的提高；(2)对于两种粉末原料的钨渗铜试样，在相近骨架相对密度的情况下，由于细晶强化的作用，细颗粒试样从800℃-1800℃的高温强度都明显高于相应的中颗粒试样；(3)对于钨渗铜材料，从800℃-1800℃的过程中，断裂形式由穿晶和沿晶断裂两种形式并存逐渐过渡到单一的沿晶断裂。     

EB-PVD制备γ-TiAl基合金薄板的研究

采用一种新型的制备工艺--电子束物理气相沉积(EB-PVD)技术,成功制备了尺寸为150mm×100mm×0.4mm的γ-TiAl基合金薄板,并采用扫描电子显微镜(SEM)和X-射线衍射(XRD)等测试手段对蒸镀态及热处理态试样的物相组成和断口形貌等进行分析.结果表明,蒸镀态γ-TiAl基合金薄板由γ相、α2相和τ相组成,表面质量良好,内部自然分层,显微组织结构为柱状晶.经1000℃/16h的真空退火处理后,柱状晶转变为等轴晶,τ相消失,α2相含量显著减少,同时有消除分层现象的趋势,材料的断裂方式由沿晶脆性断裂转变为沿晶脆性断裂和韧窝韧性断裂的混合断裂方式.     

热处理对NiCrAkl／Ni3Al微叠层材料力学性能影响

利用电子束物理气相沉积技术(EB-PVD)制备NiCrAl/Ni3Al微叠层复合材料,对其在制备态和时效态不同温度下的力学性能进行试验,考察不同时效温度对材料拉伸性能的影响.结果表明,制备态样品沿柱状晶晶界发生脆性断裂,而热处理态样品的断口具有典型的韧性断裂特征.力学性能测试结果表明,经过适当的热处理后,微层材料室温和高温力学性能与制备态时相比,有明显的改善.经740℃/32h热处理后,材料性能明显提高.     

热处理对激光选区熔化GH3536合金高温拉伸性能的影响

利用激光选区熔化（selective laser melting,SLM）技术可近净成形GH3536合金复杂零件,其高温力学性能是能否安全服役的重要考量指标,本工作研究热处理对SLM成形GH3536合金的微观组织与高温拉伸性能的影响。在1225℃下进行1 h热处理以探究组织性能调控机制,测试GH3536增材试样沉积态与热处理态高温下的拉伸性能,采用扫描电镜研究热处理前后增材GH3536试样的微观组织演变。结果表明：热处理可有效消除晶粒内部的胞状亚晶结构,使位错滑移能力显著增强,其在室温、650、815℃环境下断裂伸长率分别提高75%、92%、683%;另外,柱状晶纵横比的减小使热处理试样的各向异性显著降低;断口分析表明随着拉伸环境温度的增加,热处理试样的断裂模式由沿晶断裂转变为混合断裂。     

钨极氩弧焊与激光熔覆修复的K403镍基高温合金导向器叶片组织与性能

K403镍基高温合金具有优异的室温和高温综合性能,广泛用于航空发动机涡轮叶片及导向器的制造。针对涡轮叶片长期服役于复杂工况产生的裂纹缺陷等问题,本工作先对钨极氩弧（tungsten inert gas,TIG）焊和激光熔覆两种工艺修复后的组织与拉伸性能展开对比分析,而后使用激光熔覆工艺修复叶片,并进行无损检测。利用OM、SEM观察微观组织、断口形貌,利用EDS进行相的成分分析。结果表明：TIG焊修复工艺在修复界面区附近易产生微裂纹缺陷,主要碳化物相和低熔点共晶组织引起;激光熔覆工艺修复区域的晶粒与组织更加均匀,微裂纹缺陷更易得到控制;激光熔覆工艺修复的试样综合力学性能明显高于TIG焊修复工艺的试样,且激光熔覆工艺具有较好的工艺稳定性,TIG焊修复工艺的室温拉伸强度为K403母材强度的69.22%,激光熔覆修复工艺室温抗拉强度达到了母材的87.44%,断口形貌显示修复区域的室温拉伸断口呈现出混合断裂特征,高温拉伸断口呈现出沿晶断裂的特征。修复区域的微裂纹、局部液相不足缺陷和碳化物是拉伸断裂的主要原因。激光熔覆修复工艺具有热源集中、热影响区小的优势,能够有效抑制修复区缺陷并细化微观组织,在...     

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）。     

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。     

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。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.