Nb-Si基超高温合金研究进展

铌-硅基合金(Nb-Si)具有较高的高温强度,在室温下具有一定的韧性,并且其熔点高、密度小,有望作为1200～1400℃温下工作的发动机叶片候选材料。近年来国内外把Nb-Si基合金作为研发高推比发动机叶片的主要后继材料之一,有望在短期内性能上获得突破,成为新一代高温结构材料[1]。     

Nb-Si金属间化合物基超高温合金研究进展

Nb-Si金属间化合物基超高温合金(Nb-Si基合金)具有高熔点、低密度和良好的加工性能,目标使用温度达到1 200~1 400℃,成为用于新一代高推重比航空发动机热端部件最有潜力的候选材料。主要介绍了北京航空航天大学在Nb-Si金属间化合物基超高温合金领域的研究成果,包括合金化、加工制备技术(电弧熔炼、感应熔炼、定向凝固和粉末冶金)、组织控制与性能表征和热防护涂层材料体系设计与制备技术等。发展了Y2O3坩埚真空感应熔炼和Y2O3模壳精密成型顺序凝固技术,成功制备了涡轮叶片模拟件;发展了Al2O3/Y2O3、Y2O3/Y2O3陶瓷坩埚/模壳液态金属冷却定向凝固技术,实现了Nb-Si基合金的定向凝固组织控制和强韧化匹配;发展了热防护涂层材料体系和制备技术,在合金基体和涂层的高温抗氧化方面均取得了较大的进展。     

Nb/Nb-Si微叠层复合材料制备及性能

采用离子束辅助(IBAD)电子束物理气相沉积(EB-PVD)工艺制备Nb/Nb-Si微叠层状复合材料,利用XRD和SEM对材料的物相结构和组成进行分析,测定材料的抗氧化性能和耐燃气热腐蚀性能,分析影响材料抗氧化性能和耐燃气热腐蚀性能的原因.结果表明:Nb/Nb-Si微叠层材料主要由立方Nb和四方Nb5Si3混合相组成;1150℃恒温氧化条件下抗氧化性能达到航空工业行业标准的抗氧化级,900℃/100 h燃气热腐蚀试验后试样的平均腐蚀速率为0.517 g/(m2·h);Ti,Cr元素的加入显著提高了Nb/Nb-Si微叠层的抗氧化性能和耐燃气热腐蚀性能.     

ICIO合金TLP扩散焊技术

航空科学技术的发展,促使航空发动机性能不断提高,具体体现在航空发动机朝高温、轻量化方向发展.目前用于制造航空发动机热端部件的高温合金无法满足高推比发动机耐温性能的要求,于是开展了Ni3Al基金属间化合物材料等新型高温材料的研究.由于Ni3Al金属间化合物原子的长程有序结构和原子间金属键及共价键共存[1],使其具有熔点高、密度小、抗氧化性好和耐温强度高等特性,在高性能航空发动机中有很好的应用前景.     

高机动飞行下进气道/发动机相容性试验

为了评估飞行攻角和侧滑角快速变化对进气道出口畸变、发动机稳定性的影响,进行了某型飞机高机动下进气道/发动机相容性飞行试验,获得了快速飞行姿态改变时进气道与发动机相关参数的试验数据.通过对飞行数据的整理、计算和分析,研究了高机动状态下进气道出口的畸变特性、发动机稳定性以及进气道出口畸变和发动机稳定性的相关性.研究结果表明:高机动飞行状态下进气道出口流场品质变差,发动机稳定性变差.      

国外航天用固体火箭发动机评述

卅年来,固体火箭发动机一直是航天推进领域的支柱之一.由于它具有成本低、可靠性高、现实性强等特点,在各种航天推进系统,特别是运载火箭助推器、空间发动机和分离、逃逸发动机中得到广泛应用.本文详述国外航天用固体火箭发动机的发展历程、应用背景和发展前景.     

冲压发动机高硅氧/酚醛燃烧室热防护层实验研究

高硅氧/酚醛树脂基复合材料具有成型工艺简单和成本低的特点,被广泛地应作固体火箭发动机的防热材料.为了探索高硅氧/酚醛树脂基复合材料应用于冲压发动机燃烧室被动热防护结构,对高硅氧/酚醛树脂基复合材料大尺度冲压发动机燃烧室热防护层进行了实验研究.研究结果表明,冲压发动机燃烧室热防护层能工作到300s,高硅氧/酚醛热防护层能够适应其恶劣的工作环境要求.同时,通过实验研究也表明,更长工作时间之后,由于冲压发动机燃烧室工作温度的不均匀,导致酚醛树脂基体的分解与增强的高硅氧纤维熔融不同步,且热解、碳化后的形态和性能都会发生较大的变化,由此会导致其尺寸收缩、力学性能降低、导热系数增加,更长时间工作容易产生裂纹、分层等问题.针对这些问题,提出了进一步研究的建议.本项研究对于发展成型工艺简单和成本低的冲压发动机燃烧室热防护结构具有重要的价值.     

风扇/压气机气动设计技术与挑战

大涵道比涡扇发动机以其高循环参数、低耗油率、低污染、低噪声、高可靠性和长寿命等显著特点,代表了一个国家民用航空发动机技术的最高水平,也是一个国家科技水平和创新能力的重要标志.     

航空发动机高、低温起动及高原起动试验技术探讨

根据GJB241对航空发动机高、低温起动及高原起动试验的要求,分析了高、低温及高原环境条件对航空发动机起动性能的影响机理;阐述了利用自然环境条件、低温起动室及高空模拟试验台进行航空发动机高、低温起动及高原起动试验的优、缺点;结合国产斯贝MK202发动机分别在英国R.R.公司低温起动室和高空模拟试车台进行的低温起动试验方法和俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)高空台的发动机高、低温起动及高原起动试验的方法,提出了符合我国国情的航空发动机高、低温起动及高原起动试验的实施途径。      

整流支板和火焰稳定器的一体化设计及性能分析

针对航空发动机高推质比、高隐身的需求,提出一种加力燃烧室整流支板和火焰稳定器一体化设计的方法,并开展了相关模型加力燃烧室的计算和试验研究.研究结果表明:采用一体化设计加力燃烧室,能够缩短加力燃烧室长度,大幅降低非加力状态的冷态流阻,明显改善发动机加力燃烧室的性能,提高发动机的推质比.可为解决高推质比、高隐身发动机技术提供了一种新的思路和研究方向.      

PVC糊树脂对交联PVC泡沫塑料的影响

通过水煮发泡制备交联聚氯乙烯泡沫塑料,讨论了聚氯乙烯(PVC)糊树脂对泡沫制备过程中经制糊、模压和发泡工艺得到的产物的影响,研究了PVC糊树脂对制备的交联PVC泡沫压缩性能的影响.结果表明:制备交联聚氯乙烯泡沫塑料适宜的糊黏度是4～9 Pa·s;PVC糊树脂的K值较大或水萃取液pH值呈碱性可有效防止模压过程中PVC的降解;PVC糊树脂的水萃取液pH值呈碱性可催化发泡反应,有利于得到低密度泡沫且缩短发泡时间;随着其K值增加,制备的泡沫压缩强度增大,但是K值过大时,制备的泡沫泡孔较大,压缩强度反而降低,适宜的K值为70～80.     

纳米石墨薄片的制备、表征与应用

为了获得适宜于同聚合物进行纳米复合的纳米石墨薄片(NGS),采用微波膨化制备膨胀石墨(EG),利用超声剥离与表面修饰获得NGS,并借助SEM、XRD、FTIR等分析其微观结构。结果表明:EG由许多厚100-300 nm的石墨薄片连接而成并形成网络结构,孔隙尺寸约几十纳米到几十微米;通过对EG的超声剥离可破坏其原有网络结构并将石墨晶片进一步剥离为大量30-60 nm厚的石墨薄片;石墨微波膨化与超声剥离过程中微观形貌的变化及其表面活性基团的引入,有利于进一步借助插层法实现聚合物与石墨的纳米复合。     

低温耐油蒙脱土/ 氢化丁腈的制备和性能研究

采用热机械共混的方法,制备了有机蒙脱土(OMMT)/低温氢化丁腈(HNBR)的橡胶材料.热混炼工艺增强了OMMT在氢化丁腈中的分散性能,从而获得了性能优异的HNBR橡胶.SAXS、SEM和TEM照片展示了OMMT主要以插层结构和少量聚集体存在HNBR橡胶中.DSC曲线和压缩耐寒系数测试表明,少量添加OMMT,可在不明显限制HNBR橡胶分子链的运动条件下,提高HNBR填料网络密度,增加橡胶内部的网络协同密度,从而增强HNBR橡胶的低温弹性.少量OMMT( ＜10 phr)可大幅度提高HNBR橡胶的力学性能,但随着OMMT添加量继续增加,橡胶力学性能提高不明显.DMA测试表明,添加OMMT可提高其和HNBR橡胶的结合力及分散效果,成为增强HNBR橡胶力学性能的主要原因;与纯HNBR相比可提高橡胶的耐油性能.因此OMMT/HNBR复合材料是一种具有低温液压密封应用前景的橡胶材料.     

热真空环境对常用胶接材料性能的影响

空间的热真空环境是造成光电子器件胶接材料性能退化和放气污染的重要因素.为此,考察了几类典型胶接材料的热真空老化和热真空挥发特性,分析了热真空老化后的力学性能变化及真空挥发产物的主要来源,并对热真空挥发预处理方法进行了验证.结果表明软质的硅橡胶与硬质的环氧树脂胶和丙烯酸树脂胶相比有着更大的质量损失,且含有端羟基的缩聚型硅橡胶和环氧树脂胶真空老化后的模量变化较大.通过真空预处理可以作为降低固化胶真空挥发产物来源的一种有效手段.可为宇航用光电子器件胶接材料的设计选型提供参考依据.     

复合材料圆筒结构脱层损伤识别研究

针对复合材料圆筒结构,讨论了基于模态柔度曲率矩阵的无损检测方法。通过模态分析获得脱层复合材料圆筒的各阶固有频率及节点振型,计算得到轴向和周向柔度曲率矩阵来判断损伤。研究表明:轴向和周向柔度曲率矩阵两种方法均可达到精确识别脱层位置及大小的效果,且越靠近外筒壁,柔度曲率矩阵图突变越大,越易检测。相对而言,轴向柔度曲率Fc在脱层位置突变远大于周向柔度曲率Fd,更易判断损伤。但当损伤发生在沿轴线固定端边界时,轴向柔度曲率Fc本身就有较小突变,应用周向柔度曲率Fd识别防止误判。     

镀镍碳纳米管的制备及电磁性能

将碳纳米管经过纯化、敏化、活化处理后,采用化学镀方法制备镀镍碳纳米管,利用DSC分析出合适的热处理温度,然后在惰性气体保护下进行退火处理.利用TEM、EDS、XRD对退火前后镀镍碳纳米管的形貌、元素组成、结构进行表征.结果表明:碳纳米管表面被成功镀上了一层镍磷合金,热处理后镀层更光滑,并发生晶化反应得到晶态镍,使得电磁性能得到较大提升.电性能测试表明,镀镍碳纳米管的电导率为450 S/m,热处理后提高到1400 S/m.磁性能测试表明,镀镍碳纳米管热处理前后均表现为软磁性,热处理前饱和磁化强度为2.753 emu/g,热处理后提高到11.254 emu/g.     

注胶法修复5228A/ CF3031 层压板力学性能研究

针对5228A/ CF3031 层压板生产过程中可能产生的缺陷,设计并制造了孔径超差、不圆孔、孔径
分层、孔边打磨过分、边缘分层等5 种常见缺陷,并采用注胶法对5 种缺陷进行修复。采用ASTM 标准对无缺
陷试样、缺陷试样、修复试样的拉伸、压缩、弯曲、纵横剪切和层间剪切强度进行了测试,并对试样进行了光学显
微镜观察。研究表明孔径超差对拉伸、压缩、弯曲强度影响较大,缺陷试样强度分别下降了11. 1%、13. 8%、
14.4%;孔边打磨过分对纵横剪切强度影响较大,缺陷试样纵横剪切强度下降了25. 6%;边缘分层对层间剪切
强度影响较大,缺陷试样层间剪切强度下降了27. 3%。采用注胶法修复后,5 种缺陷试样的力学性能均有一定
程度的提高。相比而言,修复后层压板抵抗拉伸、压缩、层间剪切等小形变破坏的效果显著;抵抗弯曲、纵横剪
切等大形变破坏的效果不理想。     

考虑气体扩散渗透的隔热材料瞬态隔热性能数值模拟

高超声速飞行器机动飞行时环境压力变化导致隔热材料沿厚度方向存在压力梯度,进而引起隔
热材料内气体的扩散渗透,影响隔热材料隔热性能。为研究气体扩散渗透对隔热材料隔热性能的影响,建立了
隔热材料内气体扩散渗透模型,采用罗斯兰德近似、有限体积法建立了隔热材料内扩散渗透及辐射导热传热计
算模型,对气体扩散渗透条件下的瞬态隔热性能进行了数值模拟。算例模拟结果表明:对2 cm 厚纳米隔热材
料,在外界气压为0. 1 MPa,绝热面为真空的状况下,当渗透率大于10-14 m2 时,气体扩散渗透开始影响隔热材
料内传热,导致隔热性能降低,气体黏性系数对气体扩散渗透有显著影响,随着黏性系数降低,气体扩散渗流现
象显著;衰减系数对绝热面温度响应有显著影响,随着衰减系数增大,绝热面温度响应显著降低。     

X 射线照相缺陷定位方法分析与验证

相对于公式法,双标记法解决了焦距和焦点位移测量误差所带来的问题.但此方法在射线检测领域普及程度并不高,其中原因,首先是原理较复杂,针对性研究少,其次是测量精度没有被量化,可信度不高.本文从公式法入手,通过对原理公式的变化分析和线性化分析,明晰了双标记法缺陷深度定位原理,推导了缺陷深度定位公式,利用简化模型,对双标记法的定位精度做了进一步的分析与计算,最后针对具体被检测物,测试验证了双标记法的计算公式和测量精度,用理论和实践证明了方法和精度的可靠性.     

红外光谱研究丁基橡胶老化机理及寿命预测

对丁基橡胶进行室内加速热氧老化实验,同时采用FTIR实时追踪丁基橡胶在老化过程中化学结构的演变,并进行二维相关分析.结果显示老化过程中C-H和C-C氧化形成自由基的速率较慢,为确定热氧老化反应速率的关键步骤,随后进行的热氧老化反应速率很快,最终氧化降解形成醛,酮,酯等老化产物.在充分理解丁基橡胶热氧老化机理的基础上,建立了丁基橡胶热氧老化的基元方程,按照老化过程中各基元反应的质量作用定律,建立了材料老化的氧化动力学模型.采用Matlab编程,计算得到丁基橡胶在常温和高温之间的老化速率比.通过红外光谱追踪老化过程中基团变化的实验数据拟合建模计算得到的曲线,发现两者的变化趋势相同,表明采用该方法预测材料老化寿命具有极好的应用前景.