冷轧Inconel 718合金的再结晶行为

研究了冷轧Ｉｎｃｏｎｅｌ７１８合金的再结晶行为及退火过程中硬度的变化规律。结果表明，在９１０Ｃ退火温度下，奥氏体完全再结晶，随冷轧变形量增加，完成９０％再结晶所需要的时间降低，再结晶晶粒尺寸减小。硬度的变化取决于奥氏体的回复与再结晶和б、γ″、γ′相的析出。在９１０℃退火温度下，硬度急剧降低，达到极小值后又增加，极小值点的硬度随冷轧变形量增加而增加。在８６０Ｃ退火温度下，奥氏体的回复与再结晶使冷轧变形大于２５％试样的硬度降低，随后γ″、γ′相的析出使硬度增加，达到极大值后又降低，在２ｈ后硬度缓慢增加或趋于稳定。     

冷轧变形量和热处理状态对GH4169合金板材组织及硬度的影响

对GH4169合金开展不同变形量的冷轧和热处理实验，分析不同冷轧变形量和随后的不同热处理状态对板材显微组织及硬度的影响。不同冷轧变形量研究结果表明：随着变形量的增加，冷轧板材中的位错密度升高并形成滑移带，织构组织逐渐增强，退火孪晶界逐渐消失，板材硬度随之增大。不同热处理状态研究分析表明：980℃×10 min固溶处理后，变形量小于20%时，板材中仍残留有变形晶粒和位错，随着变形量增加再结晶逐渐发生，晶粒度尺寸逐渐细化，板材硬度随变形量的增加而升高；变形量达到25%以上时，固溶态板材可完成再结晶，变形晶粒和冷作硬化基本消除，板材的硬度降低至未变形的水平并且不随变形量增加而改变；时效热处理后板材中析出γ’’和γ’强化相，板材硬度显著高于冷轧态和固溶处理态且硬度基本不受冷轧变形量的影响；GH4169合金在980℃下固溶处理而发生再结晶的冷轧变形量门槛值处于5%～10%范围内，完全再结晶的冷轧变形量门槛值为25%左右。综合考虑实际生产情况，GH4169合金板材优化的制备工艺为冷轧变形量大于25%，相应的固溶处理制度宜选择为980℃×10 min。     

一种Al-Cu-Li合金的超塑性性能研究

采用金相(OM)及透射电子显微技术(TEM)对一种Al-Cu-Li合金的显微组织进行观察,对于该合金普通热轧板及超塑性预处理后的细晶板材进行高温拉伸试验.结果表明,该合金普通的热轧板经过快速再结晶退火延伸率可达94%～130%的高温塑性变形仍以晶内变形为主.经超塑性预处理的细晶板材当T=490℃,ε=10-3s-1时,延伸率为630%,其中时效24h的样品在较低温度下成形为晶内变形和晶界变形的混合模式,而时效48h的样品则在400～500℃都表现为晶界变形为主的超塑性变形模式.未经过再结晶退火比经过再结晶退火的样品具有更高的超塑性.     

提高Al－Mg－Li（01420）合金冷轧变形能力的试验研究

通过对０１４２０合金铸锭的包覆处理及对合金热轧板材的热处理，探讨了提高合金冷轧变形能力的途径。结果表明，合金经过淬火、空冷退火及包覆处理后，冷变形能力得到不同程度的提高，其中经４５０℃×３０ｍｉｎ的淬火处理后，合金的冷轧性能最好，极限变形率可达８２％。文中讨论了影响合金冷轧变形性能的原因。     

冷轧态5B70合金超塑性行为研究

为了探究冷轧态5B70合金超塑性行为,利用高温拉伸试验对冷轧板材在不同参数下的变形规律进行研究。结果表明:在初始应变速率为5×10~(-4)～1×10~(-2) s~(-1)和拉伸温度为450～500℃范围内,冷轧5B70合金板材具有良好的超塑性;500℃为合金的最佳超塑性变形温度,1×10~(-3) s~(-1)为最佳初始应变速率,在最佳超塑性条件下合金的最大延伸率达到了670%,应变速率敏感性指数为0.43;在超塑性变形过程中,由于动态再结晶作用,原始纤维组织逐渐转变为等轴晶,并且晶粒明显细化;合金的超塑性变形是再结晶辅助下晶界滑移为主的变形机理,表现出了明显的晶间断裂特征。     

热变形条件对含银Al-Cu-Mg耐热铝合金流变应力和组织的影响

采用热模拟试验对一种含银Al-Cu-Mg耐热铝合金进行热压缩试验,研究了合金在热压缩变形温度和应变速率分别为340～500℃,0.001～10s-1的条件下的流变应力行为和变形组织.结果表明:合金的流变应力随应变速率的增大而增大,随变形温度的升高而减小.该合金热压缩变形的流变应力行为可用双曲正弦形式的本构方程来描述,也可用Zener-Hollomon参数来描述,其变形激活能为196.27kJ/mol.在较低的变形温度或较高的应变速率下,合金组织中主要存在沿垂直于压缩方向拉长了的晶粒.随着变形温度的升高或应变速率的降低,拉长的晶粒发生粗化,并且合金中出现了再结晶晶粒,说明合金中的主要软化机制逐步由动态回复转变为动态再结晶.该合金较适宜的热轧温度为380～460℃,应变速率为0.1～10s-1.     

不同增强相对挤压态Mg-Zn-Mn-Y合金动态再结晶影响分析

采用Gleeble-3800热模拟试验机进行压缩试验,在温度250～400℃,应变速率0.001～10s-1范围内,研究了变形Mg-Zn-Mn-Y合金中含有不同增强相(I相和W相)对该合金高温流变行为及变形过程中动态再结晶行为的影响。结果表明:只含I相的合金I在较低温度下,表现出明显的加工硬化,峰值应力后发生断裂;在中高温度下,由于发生动态再结晶而表现出明显的流变软化。只含有W相的合金II在中低温度下变形时,峰值应力之前出现加工硬化,随后随动态再结晶的发生而出现软化;在高温下,加工硬化不明显。含有I相合金在变形量较小时(0.1和0.3),其动态再结晶以常规动态再结晶为主,较大变形量时(0.5)的动态再结晶机制为连续动态再结晶。含有W相合金变形量较小时的动态再结晶方式为连续动态再结晶,变形量较大时为旋转动态再结晶。由于含有不同增强相的合金动态再结晶机制不同,含有I相合金在高温下变形可获得均匀细小的再结晶晶粒;而含有W相合金在高温下变形时,晶粒长大。     

ECAP变形2J4合金回火后的磁性能研究

研究了磁性材料2J4合金经等径弯曲通道变形(Equal Channel Angular Pressing,简称ECAP)和不同温度回火后的磁性能,并与冷轧变形合金的磁性能进行了对比分析.结果表明,2J4合金随着ECAP变形道次的增加,磁导率增加,4道次ECAP变形的饱和磁感应强度最高.另外,2J4合金的磁性能对回火温度的变化非常敏感,呈波浪式变化.4道次ECAP变形2J4合金沿挤压面(S面)进行85%冷轧变形,在610℃回火后获得的磁性能最好,矫顽力达到3.8364 kA/m.ECAP变形2J4合金沿挤压面的磁性能远优于传统冷轧合金.试验结果证实了采用ECAP变形方式制备高性能磁性材料是可行的.     

FGH4096合金的动态再结晶与晶粒细化研究

使用Gleeble-1500D热模拟试验机对热等静压态FGH4096合金进行变形温度1080～1140℃,应变速率0.02～1s-1,变形量15%,35%和50%的等温压缩实验.通过观察微观组织,分析了粉末高温合金动态再结晶的组织演化规律,并通过透射电镜研究了再结晶的形核位置.当变形量在35%及以下时,得到不完全再结晶...     

Al-0.27Zr-0.064B实验合金的设计、熔炼及其变形特征

为研究等截面通道角形挤压过程中超细晶粒结构形成的机理及晶界变化过程 ,专门设计并熔铸了含微量Zr和B元素的Al 0 .2 7wt %Zr 0 .0 6 4wt%B合金 ,合金晶界上分布有大量的B2 Zr细小化合物颗粒 ,晶内几乎没有B2 Zr粒子。通过室温轧制、热锻以及随后的退火实验表明 ,B2 Zr具有很高稳定性 ,且再结晶后B2 Zr仍位于原变形后的位置 ,不随退火再结晶时新形成晶界的迁移而迁移 ,证明该合金可用于塑性变形时晶粒变形细化及晶界变化过程的研究     

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.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

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。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

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。