CrON扩散阻挡层对NbCrAl涂层与Nb基高温合金元素互扩散的影响

利用磁控溅射技术在C103型Nb基高温合金上制备了含和不含CrON扩散阻挡层的NbCrAl涂层,对比研究了2种涂层分别经900℃和1000℃真空热处理后的元素扩散行为。结果表明:NbCrAl涂层以Cr₂Nb和AlNb₂相为主,含非晶态组织;真空热处理后生成了NbAl₃和(Nb,Cr)沉淀相。热处理温度由900℃升至1000℃时,NbCrAl涂层中元素扩散速度加快。不含扩散阻挡层样品中Cr和Al元素扩散至基体的含量分别为2.76wt%和1.21wt%,而含扩散阻挡层样品中Cr和Al元素扩散到基体的含量分别仅为2.52wt%和0.84wt%。扩散阻挡层保持连续,且与涂层及基体的界面结合良好,经高温处理后主要以密排六方结构的Cr₂O₃和Al₂O₃相为主,有效地抑制了元素互扩散。     

航空发动机转子篦齿封严诱导的气流激振力分析

为了解航空发动机直通型篦齿封严诱导的鼓筒表面气流激振状态以及不同参数对其的影响,对航空发动机直通型篦齿封严诱导的气流激振力进行研究,对转子无偏心和有偏心两种情况进行数值仿真计算。定性分析不同偏心量、不同进动频率比对气动力的影响;利用数值计算结果确定篦齿封严诱发的气流激振力大小;根据不同进动频率下的静压分布可以进一步导出气动阻尼、气动刚度参数,得到篦齿封严转子的气动载荷边界条件。结果表明:无偏心时篦齿封严腔内的流动非定常性不明显,气流激振对篦齿封严转子的影响可基本忽略;转子存在偏心时流体腔内流动具有非定常特征,气流激振力将驱动转子进动运动;不同偏心量的静压值比无偏心量时最大可增长7%,静压幅值波动值随进动频率比增大而增大,最大可比进动频率比为0时增长达84%,对转子的动力学稳定性有一定影响。     

无人机测控传输中SCCPM优化设计

针对无人机测控传输系统频率资源日趋紧张、电磁环境日渐复杂的现状,为提高无线传输频带效率和功率效率,在卷积码和CPM（Continuous Phase Modulation,连续相位调制）的基础上,提出一种基于SCCPM（Serially Concatenated CPM,串行级联CPM）的无人机遥控、遥测数据传输体制.通过引入Turbo（涡轮）码迭代原理设计CPM解调与卷积译码反馈校正结构,并对CPM解调算法进行优化以减小复杂度,得到相位连续、频谱紧凑、编码增益高、收敛特性好的无人机测控通信系统.仿真结果表明：所设计方案采用级联外迭代方式可获取更高的信噪比增益、更低的错误平层——与典型应用的RS（Reed-Solomon,里德-所罗门）码级联卷积码相比,该方案能够多获取1.6 dB的信噪比增益,表明SCCPM更适用于无人机测控数据传输.     

环喉型圆锥塞式喷管的水下流动分离特性

将塞式喷管概念扩展到水下固体火箭发动机应用领域,为了研究高背压环境下塞式喷管的水下流动分离特性,建立水下塞式喷管流动分析模型,并采用流体体积法(VOF)两相流模型对设计马赫数2.0的环喉型圆锥塞式喷管水下工作时的过膨胀流场进行了气/水耦合数值模拟,计算考虑了气体的压缩性和粘性。计算结果显示:圆锥塞式喷管在水下的过膨胀流动也存在间歇性的颈缩、胀鼓以及回击等不稳定现象;与空气环境下的工作条件不同,气/水界面表现出类似于壁面的约束作用,塞锥外流场形成的波系结构由塞锥壁面和内喷管出口下游气/水界面共同决定;水下超声速气体射流的不稳定振荡引起喷管出口背压和气/水界面的脉动,塞锥表面的分离流场随射流的振荡而变化,根据流场激波结构以及塞锥表面分离特征的不同,可以区分为5种不同的分离流动形态;塞式喷管在水下和空气环境下的分离流动振荡的驱动机理不同,水下分离流场的振荡主要受气/液两相相互作用诱导的射流振荡过程的影响,分离流场附近壁面压强振荡频率覆盖0~1000Hz范围内的较宽频带,且没有显著的特征频率。     

基于燃烧室压力振荡的火焰筒结构优化

实验对比了双层与单层火焰筒的燃烧室压力振荡特性.实验结果表明:在相同的实验工况下,前者的压力振荡幅值要小.检验了基于叠加原理的多孔共振腔模型在分析上述压力振荡特性中的适用性.通过敏感性分析,探讨了在保证火焰筒冷却气分配不变的情况下,用于减小燃烧室压力振荡幅值的火焰筒结构改良方向.分析结果表明:火焰筒壁面的孔数量(孔直径)是用于减小燃烧室压力振荡工程优化的主要参数.      

离心压缩机两区域模型改进与验证

离心压缩机一维预设计中,准确的性能预测可以有效地缩短设计周期,提高设计效率。为了提高性能预测的准确性,在传统两区域模型的基础上,引入外界能量输入与叶轮旋转效应,提出一种叶轮扩压度计算模型,并结合无叶扩压器的特点,将两区域模型应用于无叶扩压器性能预测中。通过与文献中已有的实验结果进行对比,验证了改进模型的可用性。对比结果表明:改进的两区域模型有效减少对工程经验的依赖性,可以实现不同压比、不同后弯角离心压缩机性能预测,总体预测精度较高,与实验数据偏差在4%以内。      

基于邻帧差分近邻反相特征的红外运动点目标检测算法

基于运动点目标在邻帧差分图像中所具有的近邻反相特征,即运动点目标的两个位置相邻近、灰度值一正一负,提出一种在复杂背景下,基于红外序列图像的运动点目标检测算法.本算法利用该特征在邻帧差分图像中检测反相点对,进而构造反相点对矢量图,最后依据累积反相点对矢量图中多矢量首位相接的连续性检测出运动的点目标.文中给出并证明应用本算法能以概率1检测到运动点目标的收敛性定理.对典型复杂背景下10幅1000帧图像的仿真结果表明,当信噪比大于或等于1.5时,可以有效检测出运动点目标.     

IET短周期涡轮实验台

本文介绍了中国科学院工程热物理研究所（IED最新建成的暂冲式短周期涡轮实验台的装置结构和关键设备的研制原理及性能，描述了短周期涡轮实验过程、实验台的控制系统和测试系统，展示了本实验台的部分标志性实验结果。实验结果表明：实验台的建造是成功的，充分体现了短周期实验的长处，对验证和发展涡轮的设计与计算具有实际应用价值。     

温度变化对飞机装配的影响及解决措施

为了解决温度变化对飞机装配件的影响,文中针对在飞机装配过程中,温度变化对飞机装配件影响进行了分析,由于不同材料之间的热膨胀系数不同,使得产品在装配过程中产生了误差,影响了产品的质量。通过对产品装配过程中尺寸移制的一次协调误差计算和多环节尺寸移制的协调误差计算,提出了减小飞机装配过程中温度变化影响的具体措施,提高飞机产品的协调准确度。     

火焰筒掺混孔边裂纹萌生和扩展机理研究

利用有限元法，结合瞬态传热过程研究了火焰筒掺混孔内孔边裂纹形成和扩展机理，应用应变疲劳理论和裂纹扩展分析方法对裂纹萌生时间和扩展能力进行分析。由于火焰筒在热循环载荷作用下各处升温速度不一致．引起结构上的相互约束，使掺混孔边产生循环塑性变形导致疲劳裂纹萌生；裂纹萌生后会继续扩展，但这种扩展能力有限；孔边冷却区域大小会对裂纹扩展能力产生较大影响。