耐热粉末铝合金成形工艺研究

为研制超音速飞行器所需的耐热铝合金管材 ,采用喷射沉积管坯→挤压成厚壁管材→旋压成薄壁管的成形工艺路线 ,旋压出Al - 8.5Fe - 1.3V - 1.7Si耐热粉末铝合金Φ内 15 3mm× 1.2mm× 5 40mm的小直径管材和Φ内 380mm× 2 .5mm× 114 0mm的大直径管材。大直径管材做成的模拟舱段通过了静强与静热联合试验     

金属微滴水平喷射关键参数调控机制及试验

均匀金属微滴喷射3D打印技术是一种极具应用前景的空间金属增材制造技术,明晰其重力敏感度是实现该技术空间化应用的前提。在地基条件下,将熔滴喷射沉积方向翻转至水平状态是直观反映其打印过程重力效应的有效方法。针对熔滴水平稳定喷射调控的难题,建立了熔滴水平喷射流体力学模型及压电激振动力学模型,通过试验,探究了熔滴水平喷射不稳定形成机制,明晰了不同喷射行为下的激振特性,揭示了熔滴水平稳定喷射调控规律。结果表明：压电模块驱动信号（脉宽、幅值）对激振杆振动特性影响极为显著,激振杆行程随幅值或脉宽的增加呈现出先增加后减小的变化规律;通过改变激振杆振动特性可调控熔滴直径、初始喷射速度及喷射稳定性,熔滴直径随幅值增大而减小,但受脉宽影响不大,而喷射速度与幅值及脉宽均正相关。基于此,试验得到了尺寸均匀的金属熔滴,并水平沉积打印出与设计模型一致的结构特征。     

加热方式对C／SiC复合材料结构与性能的影响

利用化学气相浸渗法制备了 C/ Si C复合材料 ,研究了两种加热方式 (电阻加热和中频感应加热 )下 Si C沉积物形貌、沉积机制以及复合材料结构和性能。结果表明 :电阻加热时沉积单元为高温熔滴 ,Si C沉积物为卵石形貌 ;感应加热时沉积单元为 Si C固体粒子 ,Si C沉积物为粒状形貌。电阻加热时高温熔滴易于渗入纤维束内部 ,复合材料结构均匀 ,致密度高 ;而感应加热时 Si C固体粒子多以团聚体的形式沉积在纤维束表面 ,难于渗入纤维束内部 ,复合材料结构均匀性差 ,难以致密。沉积机制的差异导致两种复合材料的结构差异 ,使得复合材料的力学性能不同 ,电阻加热时复合材料弯曲强度、断裂韧性和断裂功较高 ;感应加热时复合材料性能较低     

化学气相沉积法制备铼管的研究

采用化学气相沉积方法研制成功我国第一只铼管(φ12.5mm×30mm),研究了铼管的组织结构和其他性能.金相及扫描电镜观察表明,化学气相沉积法制备的铼材基本无缺陷,密度接近理论值;维氏硬度测量值高于加工态工业铼片.化学气相沉积是一种制备铼管的可行且有效的方法.     

热等静压及热挤压对喷射成形GH738合金显微组织的影响

采用喷射成形工艺制备大尺寸(?300mm)GH738合金锭坯,对锭坯进行热等静压,热等静压后进行不同温度的热挤压,利用XRD、SEM、TEM、EBSD和相分析方法,研究热等静压和热挤压对喷射成形 GH738合金锭坯显微缺陷、碳氮化物、γ/γ′相演变的影响。结果表明:热等静压对沉积坯中的显微疏松具有焊合作用;热挤压过程中GH738 合金再结晶组织主要受形变温度和应力-应变状态影响;热等静压态合金中碳氮化物主要沿晶界连续分布,热挤压后碳氮化物转变为沿挤压方向条带状分布;不同热工艺条件下合金γ′相的组成结构、质量分数及形貌尺寸分布主要受合金经历的温度场以及冷却条件影响。     

喷射成形高温合金及其制备技术

简要地总结了喷射成形高温材料近年来的研究状况,包括专用高温材料喷射成形装置、技术及其应用结果.同时比较了喷射成形技术与用常规铸锭冶金工艺和粉末冶金工艺制备高合金化高强度高温合金的异同.通过优化氮气与氩气雾化喷射沉积技术,制备了多种优质高温合金沉积坯,沉积坯整体致密、晶粒细小、组织均匀、无宏观偏析、含气量低、冷热加工性能显著改善、力学性能明显提高.     

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.     

《航空材料学报》2007年第27卷目录索引

Mn含量对2519铝合金的组织与力学性能的影响……………李慧中周古昕张新明陈明安梁霄鹏高慧(1-1)稀土对高碳高速钢组织和性能的影响…………………………………………………………蒋志强冯锡兰符寒光(1-6)喷射沉积制备Al-Zn-Mg-Cu合金大型坯组织性能的研究…………………………     

热解碳界面层与国产T300 增韧SiC 复合材料拉伸性能关联性初探

在国产T300碳纤维上沉积不同厚度的热解碳形成界面层,通过前驱体浸渍裂解工艺制备“迷你”Cf/SiC复合材料,考察了T300碳纤维在相同工艺过程中其界面层厚度的最优工艺参数,并研究了热解碳界面层与“迷你”复合材料拉伸性能的关联性.采用SEM与Raman手段对Cf/SiC复合材料进行结构表征.结果表明:该复合材料有明显的裂纹偏转,经高温热处理后界面层状结构更加明显,其复合材料的拉伸强度随热解碳厚度的增加其值有先增加后减小的趋势(PyC的厚度在0～150 nm),当界面层厚度约为60 nm时达到最大值(1 385.7 MPa).     

高性能金属零件激光增材制造技术研究进展

激光增材制造(Laser Additive Manufacturing,LAM)技术实际上是一种兼顾精确成形和高性能成性一体化需求的先进制造技术.首先介绍了两种典型激光增材制造技术的成形原理及其特点;然后介绍国内外激光增材制造技术的最新研究进展;再重点介绍西安交通大学在激光增材制造技术方面的最新研究进展:(1)超声振动辅助激光熔覆沉积对IN718沉积态组织与性能的影响;(2)感应辅助激光熔覆沉积DD4定向晶修复DZ125L叶片的研究;(3)CuW功能梯度复合材料的激光熔覆沉积工艺研究;(4)送粉气纯度对激光熔覆Fe314修复40Cr组织与性能的影响;最后阐述了激光增材制造技术所面临的挑战.     

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。     

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。     

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.     

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。     

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）。     

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。     

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.      

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。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。