纳米锑颗粒的制备及其分散性研究

采用电化学方法电沉积制得不同形貌及粒径的纳米锑颗粒,并在制备过程中使用OP-10对纳米锑颗粒表面进行了原位改性.通过TEM、XRD、FTIR等方法对纳米锑颗粒的形态、物相和包覆效果进行表征.结果显示,纳米锑颗粒的制备具有时间效应和电流效应.随着反应时间的加长,纳米锑颗粒粒径变大,且在某种程度上存在着团聚现象;电流密度在一定范围内,适当增大电流密度有利于纳米锑颗粒的形成.纳米锑颗粒的表面改性,主要是通过OP-10的长链分子结构与纳米锑颗粒之间的化学吸附以及OP-10的长链烷基分子之间的氢键、范德华力相互作用,分子链相互缠结,部分通过C-H键互相渗入,最终有效地包覆在纳米锑颗粒表面来达到其表面改性效果,同时在反应过程中醚键也起了一定作用.纳米锑颗粒在纯液体石蜡油中的分散稳定性能与其添加量有关,其最佳添加量为0.5％.     

高Cr铸造镍基高温合金K4648与陶瓷型芯的界面反应研究

采用金相显微镜、扫描电镜及能谱、电子探针和X射线衍射对高Cr铸造镍基高温合金K4648等轴晶和定向凝固铸件的合金/陶瓷型芯界面反应进行了系统研究,获得反应时间与反应量关系的界面反应动力学曲线、不同反应时间的反应界面形貌及产物的种类。结果表明:高Cr铸造镍基高温合金K4648与铝基型芯不易发生反应,而与硅基陶瓷型芯发生剧烈的界面反应,反应产生金属瘤状凸起物,造成铸件内腔破坏。此外,白色的硅基型芯内部变成黑色,黑色反应区内含有一定量的Cr,Al,Ti元素。在反应的中、后期型芯黑色反应区内还存在着灰色区,该区的Cr,Al,Ti含量远高于黑色反应区。高Cr铸造镍基高温合金K4648合金与硅基陶瓷型芯反应分为:(1)富Cr,Al,Ti熔体向型芯内的渗入阶段;(2)富Cr,Al,Ti熔体与陶瓷型芯SiO2基体的反应;(3)富Cr,Al,Ti的熔体与型芯中Zr-SiO4颗粒反应三个阶段。反应过程中型芯存在局部液化现象。K4648合金/硅基陶瓷型界面反应产物主要为层状或树枝状Al2O3,块状Cr3Si金属间化合物、ZrO2,富Cr,Zr,Al,Ti的复合氧化物、共晶形态的富Cr,Si,Al,Ti的复合氧化物、块状或树枝状的富Ti,Al,Zr,Cr复合氧化物。反应产物中的Cr,Al,Ti元素来自合金熔体而Zr,Si,O来自陶瓷型芯。     

复合材料整体化加筋壁板高速冲击损伤数值模拟

 以复合材料结构抗弹性能分析与设计为目的,根据纤维的线弹性假设和基体的粘弹性假设,推导了复合材料单向板的粘弹性本构关系,导出了高应变率下复合材料层板的一阶剪切理论,建立了复合材料整体化加筋壁板高速冲击有限元分析模型.该模型引入界面单元模拟复合材料层间分层以及筋条与壁板间的脱粘损伤,结合Hashin失效准则进行筋条和单层板面内损伤识别,引入材料刚度退化,采用非线性有限元方法,研究了复合材料加筋结构高速冲击的破坏过程及损伤特性.数值分析结果与实验结果吻合良好,证明了该方法的合理有效性.探讨了筋条参数对高速冲击损伤的影响规律,获得了一些有价值的结论.     

风吹雪数值模拟的两方程模型方法

采用两相流理论,根据雪颗粒的运动机理,提出了新的两方程数值模型方法,认为跃移层传输方程中的源项与壁面摩擦速度、雪层阀值摩擦速度的相对大小有关,并引入待定系数来确定源项的缩放比例。接着基于数值试验的方法开展参数分析,采用将不同参数条件下的跃移质量浓度与经验公式结果进行比较的方法来确定待定系数。为了验证该方法的适用性,对开阔场地条件下的风致积雪运动进行了模拟,并与实测数据进行了比较。结果显示,数值模拟结果与实测数据吻合较好,能够定量地重现风致积雪运动的重要特性。模拟的跃移层雪质量浓度与实测结果比较一致;而悬移雪质量浓度偏高。总质量传输率的模拟结果落在实测值范围之内。     

基于常规发动机发展STOVL推进系统的总体性能方案

结合F135-PW-600发动机构型,开展基于常规涡扇发动机发展短距起飞/垂直降落(STOVL)推进系统的总体性能方案研究,分析了影响性能方案的各升力部件参数,完成了针对总升力提升的方案优化。研究结果表明:以提高总升力为目标,升力风扇应选取低功耗、小压比、大流量的参数组合;滚转喷管引气量应由风扇裕度、滚转力及其力矩控制需求共同决定;增加外涵道调节机构和重新设计低压涡轮等措施,可将推进系统总升力最高提升近20%;保持主发动机部件不变,通过多学科优化设计,综合考虑质量等结构参数及耗油率等性能参数影响,可使短垂推进系统净收益提升近20%。     

双模态超燃冲压发动机准一维流耦合方法与验证

为改善双模态超燃冲压发动机的耦合分析精度和计算周期过长问题,提出了一种基于准一维流的内流耦合分析方法,该方法适用于隔离段和双模态燃烧室的耦合求解,解决了亚燃模态下由于热壅塞而产生的背压问题,完成隔离段和燃烧室的流场匹配分析,得到双模态流场和火箭基组合循环发动机在亚燃和超燃模态下的沿程流动特性。研究结果表明:(1)相对于双模态超燃冲压发动机直连试验结果,亚燃模态下隔离段的分离点预测误差在1.4%~11.2%,流道峰值压强预测误差在15.6%~21.6%,流道沿程压强预测的平均误差在9.6%以内,在超燃模态下,峰值压强预测误差小于3.75%,峰值压强的位置预测误差小于2%。(2)相对于RBCC发动机一体化自由射流试验结果,分离点预测误差小于2.1%,流道沿程压强平均误差小于10.5%。对于双模态超燃冲压发动机,本文方法具有一定的可信度。     

三维超声速燃烧室凹腔构型的优化设计及参数分析

凹腔构型对超声速燃烧室的燃烧效率、阻力特性、火焰稳定等性能都有重要的影响,且凹腔构型各参数变化产生的影响存在复杂的耦合作用。因此,针对横向喷射燃料的三维超声速燃烧室凹腔构型进行了基于代理模型的优化设计及参数分析研究。首先对凹腔的长度、深度和后壁倾角进行正交试验设计,数值仿真用以对凹腔燃烧室进行流场与性能分析,建立燃烧室燃烧效率和总压恢复系数与设计变量间的代理模型,根据基于替代模型的复杂系统优化策略,采用带精英策略的非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对凹腔构型进行二次优化设计,得到Pareto前沿面。结果分析表明,优化凹腔构型可分为窄深型、浅长型和中深中长型,分别对应Pareto前沿面的急变段、平缓段和巨变段;凹腔燃烧室的燃烧效率与凹腔长度呈负相关,与凹腔深度呈正相关,总压恢复系数反之;后壁倾角对总压恢复系数和燃烧效率影响均较小。平缓区的燃烧室压力幅度变化小且总压恢复系数高,其长深比在2.67~8,在不需要极高的燃烧效率情况下,可以优先选择平缓区凹腔构型。     

反弹自消散系统尾涡控制机制研究

为了研究加快尾涡消散的机理,以获得更合理的尾流间隔,进行了壁面反弹实验的数值模拟计算。实验采取在模拟机翼后缘安置反弹面的方法,诱发反弹二次涡与主涡相交出现不稳定性,以加快尾流衰减。数值计算运用N-S方程,对雷诺应力项采用Realizableκ-ε涡粘模型进行计算,分析经二次涡干涉后尾涡轴向涡量衰减、涡核下沉运动等参数的变化,以探究反弹二次涡对飞机主涡消散的演变影响。实验结果表明,反弹涡对主涡衰减有明显的促进作用。该实验为人工干预缩减机场尾流间隔的研究奠定了理论基础。     

高速角接触球轴承保持架稳定性研究进展

随着中国航空航天和装备制造业的发展,对其中的关键基础零部件滚动轴承的精度、寿命和可靠性提出了更高的要求。高速滚动轴承的动态性能特别是保持架的稳定性问题越来越引起人们的重视,保持架不稳定引起的摩擦力矩波动或保持架断裂是高速滚动轴承主要失效形式之一。本文在课题组已有工作积累和文献资料调研基础上,系统总结了保持架动态特性理论和试验研究进展、保持架稳定性影响因素、稳定性判据和优化准则,分析评述了目前研究中存在的不足,并对今后的研究方向进行了展望,比如保持架稳定涡动的机理,乏油润滑状态下接触副的摩擦磨损特性,润滑剂损失、退化引起的润滑参数的变化以及磨损引起的零件几何参数的变化对保持架动态性能的影响。开发高效、可靠的滚动轴承动力学分析软件,并与产品设计、寿命试验相结合提高轴承产品的质量,以适应中国航空工业发展对高性能滚动轴承的需求,已经成为一项迫切的任务。     

航天轴承精度寿命研究现状及展望

根据转速和工作温度范围,航天轴承可选择固体润滑、油或脂润滑。航天轴承在轻载条件下工作,其失效一般是由于润滑剂损失、退化引起润滑膜破坏,磨损加剧导致轴承精度丧失。航天轴承服役期考量的是精度寿命,即磨损寿命。对不同润滑工况下航天轴承磨损寿命的影响因素、失效模式、失效准则、磨损寿命模型、加速寿命试验及基于性能退化的剩余寿命预测进行了概述,总结了目前研究中存在的不足,并提出了值得关注和需要进一步研究的方向。