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152.
153.
尹志民%肖静%雷学锋%何振波%聂波 《宇航材料工艺》2008,38(1):51-55
采用铸锭冶金法制备了 Al-6.0Zn-2.0Mg-0.12Zr 和 Al- 6.0Zn - 2.0Mg - 0.2Sc - 0.12Zr 两种合金板材,以 Al-Mg-Sc-Zr焊丝为焊接填充材料,对3 mm厚的上述两种合金板材进行氩弧焊接,之后对两种接头的显微组织和力学性能进行对比研究.结果表明:第一,微量Sc可以显著提高Al-Zn-Mg-Zr合金基材的拉伸性能,基材强度的提高来源于晶粒细化强化、Al3(Sc,Zr)粒子的析出强化和Al3(Sc,Zr)粒子引起的亚结构强化;第二,焊接过程中,不含 Sc 的合金焊接接头热影响区内η相(MgZn2)粒子和晶粒明显粗化,含 Sc的合金焊接接头热影响区内η相(MsZn2)粒子也明显粗化,但晶粒大小没有明显变化,由于Al3(Sc、Zr)粒子稳定性高,不容易粗化和团聚,对位错和亚晶界仍然起钉扎作用,热影响区仍然保持未再结晶组织,过时效软化现象相对于传统的铝镁合金来说不是很严重;第三,微量 Sc 可以明显提高 Al-Zn-Mg-Zr 合金焊接接头的强度,与不加 Sc 的合金焊接接头相比,添加Sc的合金拉伸强度从395 MPa提高到447 MPa,强度系数从 0.7 提高到0.8.强度的提高主要来源于晶粒细化强化、Al3(Sc,Zr)粒子的析出强化和由于Al3(Sc,Zr)粒子的高稳定性导致的的抗热循环软化能力的提高. 相似文献
154.
155.
LIN Jin-zhao WANG Jin-liang* ZHOU Bo WU Er-xing Department of Physics Beijing University of Aeronautics Astronautics Beijing China 《中国航空学报》2006,19(Z1)
Studies of nanoindentation were performed on nc-Si:H films to evaluate the effects of the fabrication processes on their mechani-cal properties. It is observed that with the decrease of the SiH4 contents, the grain size of the films increases gradually, and as does the crystalline volume fraction. The smaller the grains become, the more homogeneous the films, and the more even the hardness as well as the modulus will be. The hardness and the modulus will increase with the substrate’s temperature rising. The hardness and the modulus of the nc-Si:H films on the Si substrate prove to be higher than those on the glass substrate given the same technology parameters. How-ever, the films on the glass substrate appear to be more homogeneous. 相似文献
156.
高温升火焰筒壁面及头部复合冷却设计分析 总被引:1,自引:0,他引:1
某燃烧室火焰筒壁面采用冲击+逆向对流+气膜冷却技术,火焰筒头部采用冲击+对流冷却技术。本文通过计算并与试验结果对比分析表明:该火焰筒的冷却设计基本合理、可行,经进一步的改进和完善后。可作为高温升燃烧室火焰筒的优选设计方案之一。 相似文献
157.
为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。 相似文献
158.
以某轴流、离心组合式压气机为研究对象,采用数值模拟方法研究了不同转速典型工作状态下该压气机的性能和流场细微结构,为进一步提高压气机的压比、效率,扩大压气机的稳定工作裕度,对压气机进口导流叶片和第一级静子叶片安装角进行优化调节,对改进后压气机的典型工况进行了数值模拟,并进行了相应的试验研究。研究结果表明优化后压气机稳定工作范围增大,在90%设计转速和最大压比不变的情况下,最高效率提升1.05%,典型工况下流场结构也有不同程度的改善。 相似文献
159.
为了研究工作马赫数范围Ma0~6的组合循环发动机进气道的工作特性,设计了一种三通道内并联型可调内转进气道,为了适应进气道能宽速域正常工作,在内转进气道的顶板压缩面上进行了变几何设计,可以调节进气道的内收缩比,兼顾了进气道低马赫数下的起动性能和高马赫数下气动性能。采用三维数值仿真的方法对进气道在过渡模态下的反压特性进行了分析研究。研究结果表明,可以通过改变隔离段反压或者涡轮通道反压的大小来调节两通道之间的流量分配和涡轮通道出口的稳态畸变;当增加涡轮通道反压时,涡轮通道的流量系数和稳态畸变会逐渐减小,而冲压通道的流量系数会逐渐增大,最大增加量约为原有流量的23.3%;当增加隔离段反压时,涡轮通道的流量系数和稳态畸变会逐渐增大,而冲压通道的流量系数会逐渐减小,最大减小量约为原有流量的29.3%。 相似文献
160.
针对传统的飞行器设计与体系(SOS)设计相互独立造成的飞行器实际作战效能不足的问题,对同时考虑飞行器与体系耦合设计的飞行器体系优化设计问题展开研究。首先,根据体系工程(SOSE)原理给出了耦合飞行器设计与体系结构设计的飞行器体系优化设计问题的基本概念与通用数学定义;其次,基于多层体系架构,构建了飞行器体系设计优化模型,提出了包含问题定义、体系架构建模、学科建模、优化求解4个步骤的通用建模求解流程;最后,以巡飞/精确打击武器协同作战为例,构建了面向任务成本最低、时间最短的协同作战体系最优化问题并对其进行优化求解。与先设计飞行器后设计体系结构的解耦设计结果对比表明,解耦优化设计忽略了体系结构与飞行器的强耦合特征,无法最优化体系效能;耦合优化设计能够获得体系效能最大化的飞行器设计方案。 相似文献