7075Al/SiCp复合材料热压缩变形的研究

采用圆柱试样在Gleeble-1500热模拟机上对7075Al／SiCp复合材料进行高温压缩变形实验，变形温度为300-500℃，应变速率为0．001-1s^-1。结果表明：7075Al／SiCp复合材料的流变应力大小受变形温度和应变速率的强烈影响，流变应力随应变的增加而逐渐增加，出现一峰值后逐渐下降；流变应力随变形温度的升高，应变速率的降低而降低。可用Zener—Hollomon参数的双曲正弦形式来描述7075Al／SiCp复合材料高温压缩变形流变应力，其变形激活能Q为279．659KJ/mol。     

基于激光冲击强化的某型航空发动机风扇机匣壳体裂纹修复技术研究

为解决某型航空发动机风扇机匣壳体焊缝热影响区裂纹故障,采用激光冲击强化技术对机匣壳体焊缝部位及热影响区进行处理,以提高材料疲劳强度.以焊缝残余应力场和激光冲击残余应力场耦合规律分析为基础,优化功率密度、强化次数和冲击路径等强化参数,研究强化后的微观组织特征和力学性能,试验表明壳体热影响区材料的抗疲劳性能得到显著提高.采...     

热冲击环境下涂层/基底界面的微观形貌及元素扩散规律研究

针对热障涂层在高温环境中长期服役的需求,研究热障涂层在热冲击环境下涂层/基底界面形貌演变及元素扩散规律。通过自主搭建的石英灯加热平台对热障涂层进行热冲击试验。利用SEM和EDS对热冲击后涂层/基底界面的微观形貌及元素分布进行分析,利用Boltzmann-Matano扩散模型计算了涂层/基底界面Al元素的扩散系数。结果表明,沉积态的热障涂层中黏结层（BC）主要由β和γ相组成,并且在涂层/基底界面已经出现扩散区;随着热冲击试验的进行,Al元素快速消耗致使BC层和基底间Al元素浓度梯度转变,Al元素开始向外扩散,部分拓扑密堆（TCP）相中富集的难熔元素可以重新固溶到基底中,最终各元素在界面区的分布逐渐均匀;Al元素的扩散系数在热冲击试验开始前为正值,到600次热冲击循环后为负值,且扩散系数的最大值均出现在涂层/基底界面处,距离界面越大,扩散系数就越低。     

再生冷却推力室准二维传热数值计算

为了提高液体火箭发动机传热计算精度,建立了再生冷却推力室准二维传热计算的通用方法。冷却通道内考虑了冷却剂层间导热导致的温度分层效应,燃气侧对流换热既可采用传统Bartz公式,又可直接求解边界层控制方程得到热流密度,最终基于MATLAB开发完成了通用的再生冷却推力室准二维传热程序。利用该程序对某氢氧发动机进行了传热计算,并与一维传热程序和三维CFD传热计算结果进行了对比,结果表明：准二维传热计算方法可以计算出冷却通道内温度分层情况,冷却剂温升、流阻计算值与热试数据吻合较好,误差在10%以内,优于一维传热结果,验证了计算方法的有效性;直接求解边界层控制方程得到的热流密度与三维计算结果吻合较好;准二维传热计算时间短,效率高。     

气冷涡轮导叶流热耦合计算及机理

针对气冷涡轮叶片的多场耦合特性,利用流热耦合（CHT）方法,对采用不同气冷结构的高压涡轮导叶进行数值模拟。在内冷涡轮导叶算例中,对比实验数据选取精度较高的流热耦合计算方案,分析该内冷涡轮导叶的多场特性及耦合机理。在此基础上,以带有气膜冷却孔及内冷通道的气冷涡轮导叶为研究对象,重点围绕冷却射流与主流的相互作用,讨论近壁边界层中流热耦合关系及气冷效率影响因素等相关问题。结果表明:采用流热耦合计算方法及合适的湍流转捩模型有利于提高数值精度;气冷涡轮导叶的流场温度场密切耦合,流动换热特性互相影响;冷气射速低时,增加冷气流量可提高气膜冷却效率,冷气量达到一定值时,冷气流量增加将导致气膜冷却孔后上游冷却效果变差,下游冷却效果变好;冷气射速较高时,将与主流相互作用产生复杂流动结构（如肾形涡、马蹄涡等）,对温度分布存在一定影响。      

长尾喷管气凝胶隔热层结构设计

固体火箭发动机长尾喷管外围通常放置舵机等控制系统,为了满足控制系统的工作温度要求,设计了一种用于长尾喷管段的新型热防护复合结构。长尾段隔热层采用具有低热导率、低密度特点的二氧化硅气凝胶材料。首先建立了气凝胶材料热导率计算模型,并对高温环境气凝胶材料导热性能进行测试。随后结合气凝胶材料热导率计算,建立了长尾喷管的热防护复合结构模型,并对喷管热防护结构模型进行了瞬态传热分析和力学性能分析。结果表明,喷管热防护结构设计满足材料力学性能。在发动机工作20 s后气凝胶材料可以将喷管的长尾段外壳壁面温度控制在320 K以下。相较于传统的高硅氧酚醛隔热材料,气凝胶材料隔热效果表现更优,且可以有效减少喷管热防护结构的消极质量。     

某系留气球整流罩热适应性设计

整流罩是系留气球重要组成部分,其内部环境受工作海拔高度、太阳辐射以及任务设备热耗等诸多因素影响。本文以某系留气球为对象,采用整流罩壁面传热和整流罩壁面传热+强迫通风两种不同的设计方案,在不同工作高度下对该系留气球整流罩的工作环境温度进行仿真分析。结果表明,采用整流罩壁面传热+强迫通风方案,送风风量为3 000 m³·h^-1可满足不同高度下整流罩内部环控温度需求,该方案在实践中已得到成功应用。     

微重力下低温液氪贮箱热力学特性

在轨滑行阶段液氪贮箱长期处于微重力环境。为研究其内部传热和相变过程对大轨道转移飞行器贮供单元工作性能的影响,建立了微重力液氪贮箱CFD模型,采用VOF法及Lee气液相变理论,研究了重力水平、初始液氪温度、初始充满率对微重力下液氪贮箱热分层及压力变化的影响。结果表明:常重力g0下贮箱的压升率分别为10^-4 g₀,10^-5 g₀,10^-6 g₀的1.84倍、1.98倍、2.04倍,微重力下温度分层程度(2～3 K)远低于常重力(90 K);不同初始液氪温度下贮箱压力随时间呈先降低后升高的变化趋势,且初始液氪温度越低,贮箱压升率越小;微重力下液氪贮箱存在临界初始充满率,当初始充满率Φ>70%时贮箱压升率随初始充满率的升高而增大,当Φ<70%时贮箱压升率随初始充满率的升高而减小。     

金星着陆器载荷舱热控系统设计研究

针对金星高温环境,提出了一长寿命金星着陆器的载荷舱热控系统设计方案。研究了载荷舱热控系统的热载荷、载荷舱、制冷方案和热平衡。优化设计后的载荷舱结构承压性能不变,且质量减小,特别是在主动制冷失效时,在被动热控下可保证电子设备工作寿命大于2h,采用斯特林循环技术是着陆器实现长寿命的关键。基于初步的着陆器载荷舱构架,对热控系统进行了热平衡分析。研究结果表明:该热控系统设计方案能满足载荷舱在金星表面长期探测任务的需求。     

展开式月球基地热防护结构方案研究

建设月球基地是人类探测、开发和殖民外太空的第一步,也是最重要的一步。设计了一种新型的展开式月球基地方案,由空间可展开桁架结构与柔性热防护层合薄膜组成。设计了可展开桁架结构的9组拓扑方案和层合薄膜的7组设计方案,进行结构设计方案和强度、刚度与稳态热分析,确定最优的设计方案。针对展开式月球基地的最优设计方案,分析了整体结构性能,包括静力分析、模态分析及3种工况下的稳态热分析。分析结果表明:所设计的最优方案具有较好的结构力学性能和热防护性能,为月球基地的方案选型、结构设计与热防护系统设计提供了技术支持。