两种MCrAlY涂层/DD6合金的循环氧化和互扩散行为

在DD6单晶高温合金基体上,利用电子束物理气相沉积(EB-PVD)技术制备Ni Co Cr Al Y涂层,采用低压等离子喷涂(LPPS)技术制备Ni Co Cr Al YHf Si涂层,通过扫描电镜(SEM)、X射线能谱(EDS)、X射线衍射(XRD)、电子探针显微分析(EPMA)等手段研究了在1100℃下的热循环氧化和互扩散行为。结果表明,涂层显著提高了DD6基体的抗氧化能力,经100h的循环氧化后,涂层表面氧化层主要成分仍为α-Al2O3,依然发挥着较好的抗氧化保护作用。这两种涂层与基体之间形成了互扩散区(IDZ)和二次反应区(SRZ),IDZ和SRZ的厚度均随着循环氧化时间延长而增大;SRZ中析出的棒状与颗粒状的拓扑密堆相(TCP)含有W、Re、Mo等高熔点元素,其质量分数分别高达37.51%、14.22%和10.61%,TCP含量随着氧化时间而增多。活性元素Si、Hf对涂层中富Cr相和TGO的增长速率均有一定的抑制作用。     

前后缘型线同时可控的乘波体设计

提出了一种前后缘型线同时可控的乘波体设计方法,在马赫数可控的外锥形曲面基准流场中,结合流线追踪技术和混合函数,实现了椭圆前缘转椭圆后缘的乘波体设计,并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)对其进行数值仿真研究。前后缘同时可控的乘波体在型面剧烈过渡处产生了较弱的激波,出口两侧存在高温高压区,后部对称面附近的激波形状由圆弧变为平直线且出口处流场基本均匀,非常有利于与进气道匹配设计。另外,该乘波体具有较高的容积率和预压缩效率,附面层修正后的容积率为0.24,设计点时乘波特性较好,接力点时前部完全乘波,具有较高的升阻比,有黏条件下设计点和接力点的升阻比分别为2.54和2.41。此外,与给定前缘的乘波体相比,其升力、阻力、俯仰力矩和出口增压比都有明显增加,但是升阻比和出口总压恢复系数有所降低,在设计点无黏升阻比由3.56降为3.00。以上研究表明,本文的设计方法可行且更加灵活,拓宽了乘波体的选择范围。     

氧化铝气凝胶复合高温隔热瓦的制备及性能

以陶瓷纤维制成的高温隔热瓦为骨架,真空浸渍氧化铝溶胶,再经过凝胶、老化和超临界干燥制备出氧化铝气凝胶复合高温隔热瓦,研究了其在不同温度处理后(最高温度1 400℃)的微观结构、隔热和力学性能。结果表明:气凝胶复合高温隔热瓦在1 400℃保温30 min后线收缩率仅为2%;随着热处理温度升高,气凝胶颗粒发生熔并、长大,气凝胶从填充纤维空隙到不断收缩,但对纤维骨架没有明显影响;隔热瓦的室温、高温热导率均显著降低;在热面1 400℃的背温测试中,复合后材料的背温从945℃降到870℃;复合后隔热瓦的力学性能略有增加;但是1 200~1 400℃的压缩强度下降较大。可见,气凝胶复合高温隔热瓦可改善其隔热性能,但在高温下力学性能下降。     

微孔纳米板与陶瓷纤维板热导率对比研究

文摘采用非稳态热线法测试了微孔纳米板与陶瓷纤维板在RT~1 000℃区间热导率,利用SEM微观形貌与荧光光谱成分分析,结合微观导热机理对测试结果进行了分析。结果表明:纳米板热导率分布在0.03~0.1 W/(m·K)区间,纤维板为0.055~0.25 W/(m·K);两种材料热导率均随着温度升高而增大,且规律均为先缓后急,不同的是,纤维板热导率在300℃以后开始急剧增大,而纳米板在550℃之后才开始较快增长;纳米板整体上升趋势缓于纤维板,温度越高,两者热导率差异越大。分析认为纳米尺寸的固体颗粒及内部气孔是纳米板拥有低热导率的关键因素。     

基于正激波位置计算的进气道/发动机系统实时仿真模型

研究了超声速条件下,基于进气道内正激波位置计算的进气道/发动机系统综合仿真问题。提出了将超声速进气道分为内、外两部分独立计算的方案,外部通过斜激波计算公式获得进气道内部的边界条件,对进气道内部采用准一维CFD模型模拟背压对正激波位置的影响。相比二维CFD计算,在保证参数精度要求的前提下有效缩短了计算时间,提高了仿真实时性。进一步将进气道模型与发动机部件级模型匹配运行,构建了进气道与发动机综合实时仿真模型。进气道/发动机综合模型的仿真表明,其能够准确模拟进气道正激波位置对涡扇发动机的动稳态影响,当来流发生扰动时,通过喷管喉道面积和压缩部件导叶角的快速调节,能够抑制正激波位置的变化,并使推力下降量减少50%。      

热冲击后气膜冷却叶片结构强度流固热耦合仿真

研究了冷气流量对气孔周围热应力的影响,为气膜冷却叶片可靠性设计提供参考。改变气孔的孔径,并建立有限元模型,结合有限元/边界元理论,通过流固热三场耦合技术获得热冲击后的叶片最大温度、温度不均衡程度及最大热应力。研究表明:增加冷气量有利于改善叶片冷却效率降低叶片温度,但也会使叶片温度不均衡程度增加,加剧尾缘气孔内的热应力载荷;增加前缘气孔直径可提升66%的平均冷却效率,有利于减缓气孔内的热应力,增加尾缘气孔的直径对冷却效率及热应力的影响均较小。此外,数值计算结果与试验及解析解较为吻合,对于气膜冷却叶片结构设计具有参考价值。      

高温处理对中密度针刺C/C复合材料性能的影响

针对C/C复合材料脆性问题,对密度为1.60 g/cm3的碳布叠层针刺C/C复合材料进行了1800、2 000、2 200和2 500℃的高温处理,研究了不同热处理温度对C/C复合材料微晶结构、力学和抗热震等性能的影响.结果表明,高温处理使针刺C/C复合材料的层间剪切和面内拉伸强度出现不同程度的降低,但材料的断裂伸长率和抗热震性能得到大幅度提高.其中,1 800℃高温处理后的C/C复合材料具有优异的力学和抗热震性能.     

Numerical study of compression corner flowfield using Gao-Yong turbulence model

A numerical simulation of shock wave turbulent boundary layer interaction induced by a 24° compression corner based on Gao-Yong compressible turbulence model was presented.The convection terms and the diffusion terms were calculated using the second-order AUSM (advection upstream splitting method) scheme and the second-order central difference scheme,respectively.The Runge-Kutta time marching method was employed to solve the governing equations for steady state solutions.Significant flow separation-region which indicates highly non-isotropic turbulence structure has been found in the present work due to intensity interaction under the 24° compression corner.Comparisons between the calculated results and experimental data have been carried out,including surface pressure distribution,boundary-layer static pressure profiles and mean velocity profiles.The numerical results agree well with the experimental values,which indicate Gao-Yong compressible turbulence model is suitable for the prediction of shock wave turbulent boundary layer interaction in two-dimensional compression corner flows.      

熵层对高超声速二维钝楔气动参数的影响

采用薄激波层理论和流管质量守恒相结合的方法,分析了高超声速二维钝楔边界层外缘熵的分布规律,研究了熵层对边界层外缘密度、马赫数以及壁面气动加热等气动参数的影响.结果表明:边界层外缘熵在倒圆-肩部区下降最为剧烈,熵层对气动参数的影响在高超声速下不可忽略,特别是使转捩区和湍流区的气动加热增加约53.6%.因此,将表面流态控制在层流模式对高超声速飞行器热防护具有重要意义.      

高超飞行器内流道激波振荡问题的数值研究及试验验证

采用数值模拟和风洞试验的方法,对吸气式高超声速飞行器盲腔状态的流动特性进行了研究。采用＂双时间步＂方法进行了内外流一体化的非定常数值模拟,利用彩色纹影系统对高超声速飞行器前体流场进行显示,并采用动态压力传感器测得了飞行器内流道的壁面压力随时间的变化。结果表明：盲腔构型在高超声速飞行中会出现周期性的激波振荡现象。数值模拟所得流场变化特征、内流道壁面压力振荡周期和壁面压力变化趋势与试验结果吻合良好。