MoSi2 涂层高温抗氧化性能和微观组织

采用真空阴极电弧沉积工艺在铌钨合金喷管内、外表面和铌钨合金试样表面沉积了Mo层,采用真空包渗工艺使Mo层硅化生成MoSi2涂层。利用扫描电子显微镜、能谱、XRD、金相显微镜对Mo层和MoSi2涂层表面和断面微观形貌、结构进行了分析。分析表明:MoSi2涂层的相结构由外向内大致可分为外层(MoSi2)、中间层(NbSi2)和过渡层(Nb5Si3)。高温抗氧化试验结果表明:MoSi2涂层在大气环境下1 800℃的静态抗氧化性能达到了30 h,室温至1 700℃循环热震1 376次。考核热试车情况:发动机在温度1 450℃累计工作了415s,在1 610℃工作了100 s,涂层状况完好。     

热障涂层的制备及热震性能

采用电火花沉积+微弧氧化的方法在GH4169合金表面制备ZrO_2/NiCrAlY涂层,制备过程为:采用电火花沉积技术在GH4169基体表面先沉积厚度为250μm的NiCrAlY涂层,再沉积厚度为150μm的Zr涂层,最后通过微弧氧化的方法将Zr涂层氧化成ZrO_2涂层,从而得到ZrO_2/NiCrAlY涂层。采用Qauta 200F型场发射扫描电镜观察涂层的显微组织和形貌,研究ZrO_2/NiCrAlY涂层在不同温度下的热震性能,结果表明:当热震温度分别为750℃,850℃,950℃时,热震失效次数分别为51次、32次和19次,涂层的热震性能良好。     

DSM11镍基高温合金表面三种涂层高温性能

DSM11镍基高温合金表面制备Al-Si、Al和Co-Al三种涂层,研究三种涂层在900℃下的涂盐（质量分数为5% NaCl+95% Na₂SO₄）热腐蚀性能和800℃下的疲劳性能。实验结果表明:在900℃热腐蚀200h后,Al-Si涂层和Co-Al涂层表面腐蚀区均形成了以Al₂O₃为主的连续且致密的氧化层,抑制热腐蚀反应的进行,具有一定的抗热腐蚀性能;Al涂层表面腐蚀区形成了混合型氧化层,热腐蚀反应会持续进行,抗热腐蚀性能较差。在800℃的疲劳实验后,Al-Si涂层表面生成大量的微裂纹,涂层容易发生开裂,进而引起合金试样快速断裂;Co-Al涂层和Al涂层的合金试样表现较好的抗高温疲劳性能。在高温合金的防护涂层使用中,要充分考虑到涂层的服役环境,对相关性能进行综合评价,选出最适合的防护涂层。      

新型低密度Nb-Ti合金抗氧化涂层制备及组织性能分析

针对新型低密度Nb-Ti合金抗氧化性能需求,开展了Si-Cr-Ti系抗氧化涂层研究,重点分析了所制备涂层抗氧化性能和微观组织在氧化前后的变化。结果表明,1 200℃下涂层寿命大于10 h,涂层抗热震性能良好;涂层与基体之间形成一层扩散层,保证了涂层的结合强度;在高温大气环境下,涂层表面生成一种隔绝氧气填补涂层表面空隙的玻璃质SiO_2层,因而具有良好的抗氧化性能。     

Re/ Ir 高温抗氧化性能

采用电弧离子镀技术在Re 金属表面制备Ir 涂层,研究沉积态Ir 涂层的微观形貌、成分和相结构
以及在不同温度区域的高温抗氧化性能。通过分析表明,利用电弧离子镀方法,可以在Re 金属基体表面制备
出连续、致密和均匀的Ir 涂层。Re/ Ir 试样的抗氧化寿命,1 800℃可达到4 h;2 000℃可达到2 h。在1 950℃
条件下,进行120 次热震试验,试验后Ir 涂层表面光滑致密,表面没有发现任何剥离现象。     

DZ125合金真空电弧镀沉积复合涂层技术

采用真空电弧镀技术(arc ion plating,AIP)在DZ125定向高温合金基体上制备60μm沉积-扩散型复合涂层(NiCrAlYSi+AlYSi)。通过扫描电镜(SEM)、X射线衍射分析涂层的组织及结构,涂层外层形成大量的β-NiAl相,涂层中Al浓度自外向内逐渐降低,形成具有浓度梯度的复合涂层,有利于高温下涂层表面形成致密的Al2O3保护膜,提高表面保护膜的自愈能力。对沉积-扩散型复合涂层的试样进行1150℃抗氧化实验和900℃抗热腐蚀等实验,评价其抗氧化、抗腐蚀性能,对涂层氧化速率及腐蚀速率进行表征。结果表明:复合涂层明显改善了合金的抗高温氧化性能,承温能力明显提高,寿命延长。     

Mo-Si涂层C/SiC复合材料的氧化性能

采用刷涂法在C/SiC复合材料表面制备Mo-Si抗氧化涂层,研究涂层的微观结构、氧化性能和热震性能.结果表明,涂层中存在微裂纹等缺陷,物相组成为MoSi2、SiO2、SiC和Si.1 400℃氧化时,微裂纹等缺陷迅速愈合.单层Mo-Si涂层试样经5 h氧化后,失重率高速5.90%,贯穿裂纹是涂层失效的主要原因.三层Mo-Si涂层试样经140h氧化后,失重率仅为1.37%,失重速率为3.80×10-5g/(cm2·h).在1 400℃(←→)100℃的热震过程中,涂层保持完整,热震50次的失重率为0.34%.经25次和50次热震后,涂层试样的弯曲强度保持率分别为90.30%和74.56%.三层涂层具有优异的抗氧化和抗热震性能,这与涂层的制备工艺和结构密切相关.     

C/C刹车材料用抗氧化涂层性能

研制了一种以磷酸、磷酸盐、硼化物等为原材料的磷酸盐涂料,在不同温度下烧结处理后,对其抗氧化性能及表面微观形貌进行研究.结果表明:650℃烧结的涂层氧化防护性能明显优于900℃烧结的;在700℃氧化30 h后,最小氧化失重率仅为1.76%,氧化后涂层仍然保持完整致密;经过900℃、3 min<=>室温、2min循环30次和l 100℃、3 min<=>室温、2 min循环10次的连续热震后,失重率为1.97%,涂层与C/C基体结合良好,涂层的热性能稳定.     

重型运载火箭发动机涡轮部件富氧燃气通道高温防护涂层技术研究

针对液体火箭发动机富氧燃气通道的传统搪瓷涂层在高温、高压、高速燃气冲刷工作环境下存在的开裂和脱落问题,对金属陶瓷复合涂层进行了高温氧化防护技术研究。采用喷涂和真空烧结工艺在高温合金基材表面制备了金属陶瓷复合涂层,对其组织结构、物理特性和高温抗氧化、热震、抗火焰冲刷性能进行了分析和试验。结果表明,金属陶瓷复合涂层通过真空热扩散形成了多孔组织,在1000℃氧化和冷热交变环境下表现出优异的抗氧化、抗热震性能,能够承受1100℃、1马赫燃气冲刷。     

铼铱材料在高性能发动机上的应用

综述了高性能发动机用铼铱材料的基本性能、制备工艺以及应用现状。铼材料具备优异的高温力学性能,作为燃烧室基材使用,铱材料具备优异的高温抗氧化性能,作为铼基材表面防护涂层使用,许用工作温度高达2 200℃,而铱涂层失效主要由于铼扩散至表面发生氧化,因此涂层厚度及致密性是影响涂层寿命的关键因素。铼铱材料制备均有多种工艺可以实现,包括化学气相沉积、物理气相沉积、粉末冶金、熔盐电铸等,其中美国采用CVD工艺制备的铼铱材料445 N发动机R-4D-14成功应用于休斯通讯702卫星,国内采用粉末冶金和物理气相沉积制备的铼铱材料燃烧室通过了25 000 s试车考核。     

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.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

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）。     

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.      

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

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。     

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。     

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.     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。