镍基高温合金铸件的晶粒组织控制──铸造工艺参数的影响

以ＩＮ７３８ＬＣ合金为例,研究了镍基高温合金在各种铸造工艺条件下的晶粒组织。结果表明,降低合金液均匀化处理温度可以明显细化冷凝后基体的晶粒。在浇注温度、铸型预热温度以及合金液均匀化处理温度等铸造工艺参数中,后者对晶粒尺寸的影响大于前两者。     

AL—Li合金2091应力腐蚀开裂的研究

一般认为阳极溶解(AD)和氢脆(HE)是铝合金应力腐蚀开裂(SCC)的主要机制。为了区分应力腐蚀敏感的铝锂合金2091 T8x 板材的这些过程,我们研究了它在不同腐蚀性介质中全浸或交浸以及在潮湿空气中的行为。结果表明:在2091合金的 SCC 中,AD 和 HE 两者均起作用;在一些特殊的腐蚀性条件下,它们的作用可以被区分开。     

30CrMnSiNi2A和GC4（40CrMnSiMoVA）钢裂纹扩展性能比较分析研究

在分析30CrMnSiNi2A和GC4力学性能的基础上,在相同裂纹长度条件下,对两种材料的裂纹扩展寿命和裂纹扩展速率的统计特性进行了统计研究。经比较分析后认为,由于30CrMnSiNi2A钢的裂纹扩展速率较慢,故裂纹扩展寿命较长,但由于其分散性较大,在裂纹长度较大时,99.9%的安全寿命尽管仍比GC4钢大,但两者已很接近。     

基于条件随机场的中文组织机构名识别研究

中文机构名自动识别是自然语言处理的一个难点,提出一种基于条件随机场的字词模型相结合的识别组织机构名的方法.该方法针对机构名的特点并利用知网进行两方面的特征选择.在开放测试中,字模型和词模型的F-值分别为91.51%和91.09%,两者进行互补结合之后F-值分别为92.37%和92.06%,说明字词模型结果具有互补差异性,相结合可以取得比单一模型更好的结果.     

推进剂管理装置的可靠性增长及试验验证

采用原始的焊接方式焊接筛网式推进剂管理装置的收集器合格率低、可靠性差。为此,采用纯钛箔作为过渡层进行了不锈钢筛网与钛合金支压板的电阻缝焊试验以及随后这两者与钛合金骨架的电子束焊试验,然后进行了地面力学环境下的振动试验,以验证焊接方式改进后收集器的可靠性。焊接试验结果表明,纯钛箔过渡层一方面可以大幅降低筛网在电阻缝焊时的焊接热量,有效地减小筛网的热变形;另一方面可以在电阻缝焊后形成牢固、封闭的纯钛/不锈钢筛网焊缝过渡区,有效地增加电子束焊时筛网的变形抗力,从而使得焊接后试样的合格率和性能大幅提高。振动试验结果表明,焊接方式改进后收集器的可靠度置信下限从0.90增加到了0.96。     

高空飞艇螺旋桨优化设计与气动性能车载试验

结合某高空飞艇螺旋桨的总体设计方案要求,完成螺旋桨的优化设计以及气动性能车载试验.采用叶素动量理论作为螺旋桨气动性能的计算方法,并通过风洞试验验证了该方法的可靠性.结合遗传算法对螺旋桨的弦长和扭转角进行了优化,使螺旋桨更加高效轻质,优化后螺旋桨设计点的气动效率增加了2.3%.建立螺旋桨车载试验测控系统,可以改变试验海拔高度和大气参数,得到优化设计螺旋桨不同工况的气动性能.试验结果表明,相同转速和来流条件下,海拔越高,螺旋桨的推力和扭矩越小.海拔为3-6km时,全尺寸高空飞艇螺旋桨计算推力和扭矩与试验结果的平均相对误差分别为2.8%和9.2%,两者基本吻合,从而验证了高空飞艇螺旋桨车载试验的准确性.      

对当前跨音风扇气动设计体系中损失系数和堵塞系数的关联分析

现有设计体系中对于损失系数主要是由实验和经验来确定。通流气动设计需计入叶片槽道内的附面层堵塞,反映附面层堵塞影响的堵塞系数也是依经验给定。本文对多台风扇设计进行分析后,发现现有的设计体系中损失系数和附面层堵塞系数之间彼此孤立,且不够协调,而事实上,两者是紧密相关的,体现在物理上就是损失和开式分离流之间的关系。本文在分析现有设计体系模型的基础上,提出了一个新的工程模型,把两者关联了起来,并给出了算例分析,且从算例结果中可以看到现有设计体系中单转子效率远大于级效率的原因之一。      

细长三角翼前缘分离涡破裂特性计算方法

本文建立三角冀前缘分离涡的双层模型,内层为分离涡涡核;外层为无旋的势流场,它提供涡核的初始条件和外缘条件。在不可压的绕流条件下,该法不仅可以计算破裂的初始攻角,而且可以计算超过临界攻角后,破裂位置在弦向的变化规律。理论计算与实验比较很吻合。因而,也表明了破裂位置与雷诺数关系不大的特性。     

基于 SAM 的不锈钢点焊接头无损检测

运用超声波扫描显微镜(SAM)对1 mm厚SUS304不锈钢薄板点焊接头进行无损检测,分析不同焊接工艺条件下的C扫描图像,并对C扫描图像各特征区域的A扫描信号进行采集、分析,研究两者间的对应关系,通过超声波C扫描成像法对焊核直径进行测量。结果表明:超声波扫描显微镜可以检测不锈钢点焊接头缺陷,并通过C扫描图像区分缺陷类型;在电极压力为0.15 MPa、焊接电流大于8 k A时,C扫描图像可以清楚的反映飞溅、过烧等缺陷;C扫描图像各特征区域表现出不同的A扫描信号特征;基于超声波C扫描测量的焊核直径为4.39~5.25 mm。     

挠性板弯折的数值分析方法

基于材料力学中梁弯曲的挠曲线方程,利用数值积分方法计算特定弯矩和剪力时挠性板的弯折曲线,同时利用曲线积分计算挠性板的长度,最终确定在给定长度和跨度情况下挠性板的弯折曲线以及对应的弯矩和剪力。利用有限元软件对相同模型在同一条件下进行模拟分析。将数值计算与有限元分析结果对比,发现两者变形曲线非常吻合,弯矩和剪力数值精度满足实际工程需求。基于上述数值计算方法,可以对挠性板弯折的各种参数进行分析和预估,对实际工程应用具有重要的指导意义。     

开放式结冰条件模拟技术研究

在-1—-9℃的环境温度条件下,采用开放式结冰条件模拟技术可以为民机或军机发动机短舱防冰系统性能试验模拟出合适的结冰气象条件。采用气液两相喷嘴模拟水雾结冰环境时,所采用气体和液体的纯度是过冷水滴产生的先决条件,气液两相压差、风洞吹风速度和试验对象距离是影响结冰气象参数的关键因子。采用改造后的FM-100传感器可实现对结冰气象参数的实时测量。通过升降机构、小角度俯仰和万向轮等辅助结构设计,开放式结冰条件模拟系统可以满足不同试验对象的试验要求,可以适应不同风向的试验环境。具备非常广阔的推广应用前景。     

任意回转面亚、跨音流场计算方法

本文所设计的任意回转面亚、跨音流场的计算软件 ,能根据叶型和进出口条件分析流动特性 ,并自动选择精确和节省机时的合适的数值解法。用户在给出叶型坐标和定解条件后 ,可以得到叶面马赫数分布或压力分布 ,全流场的等马赫数或等压图     

真实进气条件下发动机气动稳定性计算方法

基于平行压气机理论,采用非定常、二维、无黏的积分型欧拉方程,以蒸汽吸入试验中产生的温度和压力组合畸变为边界条件,开展真实进气条件下温度和压力组合畸变对发动机影响的计算方法研究。在保证畸变强度、高温区范围、低压区范围等特征不变的前提下,对畸变图谱进行规则化等效转换,同时协调温度和压力畸变图谱,使两者可以进行相互叠加计算。结果表明:当周向子发动机数量大于2时,子发动机数量对计算结果影响不大;组合畸变对风扇、压气机压比影响规律与单独的压力畸变相同;与试验的推力损失对比显示,对畸变图谱进行等效规则化转换,可以用于真实组合畸变的计算。      

强化参数及其标准差对元件疲劳寿命影响的研究

提出了一种处理钉孔挤压强化或干涉配合强化后元件疲劳寿命的可靠性分析方法。它可以由几组不同挤压量（干涉量）的元件疲劳寿命推算出元件在任意挤压量（干涉量）及公差要求情况下,其疲劳寿命提高到某一给定值的概率。从而可以分析不同工艺条件下,强化后元件疲劳寿命的分布情况。     

盘形锥齿轮的横向振动特性分析

本文分析了盘形锥齿轮的横向振动特性,分析指出此种齿轮小端齿槽底横向振动周向拉应力最大,故易在此处首先出现疲劳源。对此种齿轮振动的共振条件提出了新的理论。理论分析和试验实例表明两者结果十分一致。     

反压诱导方式对超燃冲压发动机隔离段流动特性影响

为了探究传统机械限流方式同燃烧释热对隔离段流动特性影响的异同,采用实验结合数值计算的方法研究了限流方式与实际燃烧诱导压升的差异.使用氢燃料进行不同当量比的燃烧实验,并使用燃烧室出口安装楔块的方式进行限流实验,对比了来流条件相同,且隔离段出口压比相同时两种实验下的压力分布.使用经过验证的数值方法模拟了不同隔离段出口压力下燃烧状态及对应的限流状态,对比了两种状态下隔离段流场细节.实验结果表明:激波链即将进入隔离段时,两者的压力分布大致相同;激波链进入隔离段后,隔离段出口压比2.3,两者的壁面压力分布有明显差别.此状态下的计算结果表明:燃烧状态下隔离段内分离区首先出现于下壁面,激波链向上偏折;而限流状态分离区出现于上壁面,两者的流场会有一定差异.反压继续增大的计算结果表明:隔离段出口压比达3.0时,两者的隔离段内流场差别逐渐减小并最终趋于一致.燃烧反压场与限流实验的模拟反压场一致时,才能直接采用限流实验的结果评估反压对进气道的扰动风险.      

高空低雷诺数吸附式压气机叶型耦合优化设计

为了探究高空低雷诺数条件下吸附式叶型的气动设计特性,利用人工蜂群算法对低雷诺数吸附式叶型进行优化设计,该设计方法可以将叶型和抽吸方案进行耦合优化.并且对高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计的必要性进行了论证.研究结果表明:在地面条件下设计的具有较好性能的吸附式叶型,在高空低雷诺数条件下,性能有可能会显著下降,针对高空低雷诺数条件的吸附式叶型设计有很大必要性;针对研究对象,在高空低雷诺数条件下优化设计后总压损失降低了32%,静压升提高了0.01,并且优化设计后在地面条件下的性能也略有提升;在高空低雷诺数条件下,适当地增加吸附式叶型前段的负荷,通过抽吸来控制层流分离泡的设计效果最为理想;优化后得到的最佳抽吸位置位于层流分离泡中心区域.      

飞机结构腐蚀损伤尺寸的关联性分析与探讨

基于某型水上飞机结构材料铝合金的外场腐蚀普查数据,建立了腐蚀深度与腐蚀面积的相关性计算模型,经研究发现,这两者有着较好的关联关系。所以,在外场腐蚀普查过程中可以通过测量腐蚀损伤表面积,预测腐蚀深度的大小,因而本文可以为获得飞机结构腐蚀深度提供一种简单而可行的预测方法。     

后掠翼混合层流控制机制的实验

在低湍流度风洞中针对NACA64A-204翼型后掠翼模型进行混合层流控制(HLFC)实验研究.通过萘升华流动显示技术以及热线测量边界层速度的方法,研究了不同吸气量条件下HLFC对后掠翼转捩位置以及流动稳定性的影响.实验结果表明:无吸气的情况下,转捩出现在x/c≈0.4,标准和两倍抽吸量条件下,转捩位置可以达到80%弦长位置(最小压力点下游).HLFC方法可以减弱后掠翼边界层平均流的扭曲,降低扰动之间的非线性作用,减小不稳定扰动波的能量,延迟转捩获得更大的层流区.      

旋转盘腔冷却问题的工程评价

对涡轮旋转盘腔的流动与换热问题,可以采用阻力评价、换热评价和温度分布评价三种评价指标构成工程评价体系。前者决定了全系统的阻力损失的大小,后两者表征了相对冷却效果和热应力水平的高低。应用该评价体系对某型发动机的实际涡轮盘腔冷却结构进行了评价,以实验方法研究了旋转雷诺数、冷气雷诺数、哥拉晓夫数和三种评价指标间的函数关系,为涡轮盘腔的冷却系统优化设计提供了优化目标。