Ti-51.8at%Ni形状记忆合金中Ti_3Ni_4相的析出过程

 用透射电镜系统地研究了Ti-51.8at％Ni形状记忆合金在300～600℃时效时Ti_3Ni_4相的析出过程。结果表明:Ti_3Ni_4相以均匀成核方式从过饱和基体中弥散析出。时效初期,Ti_3Ni_4相为细小颗粒状;随时效时间延长或时效温度升高,Ti_3Ni_4相逐渐长大为透镜片状,最终粗化为粗片状。Ti_3Ni_4相通常与基体保持良好的共格关系,其共格应变场衬度随Ti_3Ni_4相尺寸增大而变化,至Ti_3Ni_4相聚集粗化后,与基体的共格关系逐渐丧失,并在其周围基体中产生位错,位错的柏氏矢量为1/2(111)_(B2)或1/2(111)_(B2)。     

带弹性阻尼支承的转子系统丢失叶片瞬态响应试验研究

本文对带弹性阻尼支承的转子系统由于丢失叶片产生的瞬态响应给出了系统的实验研究结果。进行了不同转速和不同挤压油膜阻尼器(SFD)油膜间隙情况下转子上施加不同的突加不平衡量的实验。在阻尼器处由极限圆表征的不稳定门限值可以确定;全面地观察到转子系统由于非线性引起的一些特殊现象,如“锁死”、双稳态跳跃和亚协调进动等。分析了SFD抑制转子系统不稳定的有效性和能力。      

导管内壁表面处理装置

飞机上的绝大多数导管的内壁需要进行表面处理,有些导管又细又长,溶液很难在导管中畅通,管内少量的溶液很快就改变了组成,降低了反应能力,因此表面处理质量低。有些导管的长度超过溶液槽的长度,在处理时要将导管盘弯,此时溶液更难畅通,导管中的溶液还容易被气泡阻隔。     

高雷诺数湍流横侧射流的大涡模拟

采用大涡模拟(LES)方法研究横向主流与壁面射流均为高雷诺数的壁面横侧射流(JICF),采用动态Smagorinsky涡粘模型对亚格子尺度进行封闭。数值模拟结果中,近场和远场的平均速度、均方根值均与实验结果符合很好。瞬时压力等值面在射流迎风侧与射流迹线成正交关系,表明JICF近场迎风涡是由于射流出口上游剪切层Kelvin Helmholtz不稳定性引起的。基于长度尺度RD,Broadwell和Breidenthal提出了射流迹线公式,通过拟合数值模拟结果得到公式中常数A=1.35,B=0.3。采用平均流线、平均场涡量与Q准则分析三维涡旋结构。横向主流遇到射流后发生夹带现象,在射流出口下游受涡旋结构的影响发生卷起;平均涡量等值面表明,反向旋转涡对(CVP)的涡旋方向与射流出口下游马蹄涡两个分支的涡旋方向相反;由于横向主流和射流雷诺数较高,Q准则表征的涡旋结构在射流出口下游一倍射流直径位置开始发生破碎。     

低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

为满足国内战斗机型号研制对大迎角过失速机动过程中非定常气动力问题研究的需求,中国航空工业空气动力研究院在FL-8风洞开发了一套基于电液伺服马达和电机耦合驱动的双自由度大幅振荡试验技术。简单介绍了该系统的基本组成和试验原理,给出了FL-8风洞动态标准模型双自由度大幅振荡试验的典型结果,分析表明：该系统运行性能稳定,试验数据可靠,重复性精度较高,可以有效应用于飞行器双自由度耦合运动气动特性研究。     

飞机三维数字化装配工艺设计与管理技术

通过对飞机三维数字化装配工艺设计与管理技术体系和关键技术的阐述,构建了飞机三维数字化装配工艺设计与管理系统,并与PDM系统进行了有效集成,实现了飞机装配工艺的三维可视化AO编制和数据集成管理,为进一步提高飞机三维数字化装配工艺设计与管理的水平、质量和效率,实现工程应用提供了一种可行的思路。     

湍流贫燃预混射流火焰的大涡模拟

为了研究高Karlovitz(Ka)数下湍流预混火焰的驻定机制和火焰结构,采用化学热力学建表方法结合假定概率密度函数(PDF)模型,对值班预混射流火焰(PPJB)进行大涡模拟(LES)研究。选取自点火模型作为建表模型,使用假定PDF模型考虑湍流和化学反应之间的相互作用,其中假定双混合物分数的概率密度分布为Dirichlet分布,反应进度变量的概率密度分布为β分布。模拟结果表明,能较好预测PPJB火焰的温度和主要组分的分布。使用中间组分(CO和OH)的质量分数来定性描述PPJB火焰结构,结果表明高Ka数下火焰结构受到湍流涡旋的显著影响。     

基于累积损伤模型的NEPE推进剂温度及率相关破坏准则研究

建立考虑温度及应变率因素的适用于粘弹性固体推进剂的破坏准则,通过对NEPE复合推进剂试件在6组不同环境温度(-50~50℃)下进行了5组不同拉伸速率(1~500mm/min)的等速率拉伸破坏试验,结合试验数据获取损伤模型参数,建立了考虑温度及应变率因素的基于累积损伤的结构强度准则。并利用建立的损伤模型来预测推进剂试件在选定温度(20℃,-50℃)及应变率条件下(20mm/min,200mm/min)的破坏情况,预测结果与试验数值吻合较好,说明该损伤模型能够较好地描述NEPE推进剂材料的破坏过程,可在一定温度(-50~50℃)及应变率(1~500mm/min)范围内作为一种普遍适用的推进剂破坏准则。     

基于流道优化的局部进气高速涡轮机气动噪声控制实验研究

动静叶干涉是涡轮机气动噪声的主要来源之一。针对局部进气高速涡轮机,为了抑制由动静叶干涉引起的单音辐射噪声,提出了增大喷嘴的几何出气角、喷嘴下俯、喷嘴单侧修型和增大动静叶间距的流道优化设计方法以控制涡轮机内的流动状况进而降低噪声辐射,并设计了涡轮机气动噪声测试实验台,测量并分析了优化措施的降噪效果。结果表明,涡轮机流道优化设计方法有效抑制了单音辐射噪声,使各个转子谐频处的离散噪声均得到降低,并在3125Hz处实现了最高达7dB的降噪量;在大部分的三分之一倍频程内,优化设计的涡轮机噪声幅值低于原始设计的涡轮机,最大降噪量为2.1dB。     

支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性研究

为了研究支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性,基于实验测得的壁压,结合一维分析方法,得到了支板/凹腔超声速燃烧室冷态和热态的沿程马赫数与总压。对不同当量比下,燃烧室冷态与热态的总压损失特性进行了研究。研究表明:支板/凹腔超声速燃烧室在当量比为0.35～0.8的范围内,随着当量比的提高,热态的总压损失系数逐渐减小,会逐步小于冷态总压损失系数;其中壁面摩擦和燃烧对总压损失的影响随之减小,波系结构的影响随之增加。