7055铝合金单级时效微观结构演变的透射电镜研究

采用透射电子显微镜对固溶单级时效处理7055铝合金中的沉淀相进行了研究.在较短的时效时间里,可以观察到GP区在[111]面上形成,随着时效时间增加,GP区逐渐长大.η＇亚稳相在120℃时效4 h的时候被发现,它与基体的取向关系是[0 0 0 1]η＇//[1 (1) 1]Al及(1 0 (1) 1)η＇//(1 1 0)Al.在时效达到24 h时,η相便析出,它们与基体存在[(1) 1 0 0]η//[1 1 0]Al及(0 0 0 1)η//(1 1 1)Al的取向关系.由于η＇亚稳相和η相颗粒的密度相比于区而言较小,所以GP区对提高该时效合金的强度和硬度起至关重要的作用.     

惰性粉尘抑爆过程的实验研究

在长 9m ,内径 0 .1 4m的燃烧管内进行了CaCO3颗粒对H2 O2 混合物中发生爆炸过程的抑制作用的实验研究。该管分为三部分 :激波成长段 ,抑爆段和抑爆后观察段。其中抑爆段装有 1 0套可形成均匀颗粒悬浮流的喷粉系统。实验结果表明 ,仅当颗粒浓度大于某值时 ,才可能有效抑制爆炸 ,否则爆炸波会在抑制后重新成长。笔者还基于两相化学反应流的基本方程 ,通过分裂方法 ,全耦合TVD格式和Lax Wen droff Rubin格式对粉尘抑爆现象进行了数值模拟 ,计算结果反映了惰性颗粒作用下激波的变化过程 ,其结果与实验结果一致     

关于召开第四届冲压发动机技术交流会的征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013     

“国际空间站”空间科学与应用发展及影响分析

"国际空间站"是目前唯一在轨建造的空间站,由美国国家航空航天局、俄罗斯联邦航天局、欧洲航天局、日本宇宙航空研究开发机构、加拿大航天局和巴西航天局等共16个国家联合研制,是迄今为止世界上最大的航天工程。站上集中了世界主要航天大国的各种先进设备和技术力量,为人类在近地轨道开展系统的空间科学与应用实验、载人登月和探索火星提供了一个理想的平台。     

物—伞系统运动稳定性初探

弹道－升力式再入飞行器常采用旋成体外形，但其质心偏离对称轴（纵轴）设置。这种飞行器在着陆前要采用降落伞作为主减速手段。研究质心偏离对称轴的旋成体与降落伞组成的系统的运动稳定性是一项有工程实践意义的课题。作为一种初步探索，在把降落伞视作刚体的条件下，按该系统平面运动方程考察其在平衡状态附近的稳定性，给出了运动稳定性判据。     

美国空天飞机研究近况

在1990年财政年度里,美国在国家空天飞机计划(NASP)的一些重要技术领域,如推进系统、材料、气动力学、模拟等取得了重大进展,获得了不小的成就。一、推进系统火箭达因公司试验了1/4尺寸的NASP发动机,速度模拟到马赫7。普·惠公司则完成了1/6尺寸的超音速冲压发动机的试验,共试验了170次,累计时间90多分钟。火箭达因公司的发动机模型,无论是以冲压方式运行,还是以超音速冲压方式运行,其性能都与预测的接近。普·惠公司的试验证明,在马赫4～7的速度时,发动机的性能与流     

航天领域发展近太空飞行器的前途

□□近太空是一个空中盲区,可以说是有飞行器涉猎但尚未真正开发的处女地.美国空间作战实验室和空军国家能力的战场应用部门对近太空可能的应用进行了试验研究,以图确定可能的近太空实用系统.     

涡轮间燃烧器试验验证了UCC概念的可行性

美国空军研究实验室（AFRL）推进部的超紧凑燃烧室（UCC）研发团队不久前通过在试验件上游使用另一个燃烧系统来模拟真实发动机环境，以涡轮间燃烧器（ITB）的模式成功试验了由AFRL开发的UCC。此次试验中，采用了一个简单的涡流稳定燃烧系统来提供不同恶化值（即氧气值）的ITB进口空气，以模拟燃气涡轮发动机高压涡轮排出的反应过的高温混合物。基于AFRL设计的超紧凑燃烧室，对四种不同的ITB设计结构分别进行了试验。试验表明，其贫油熄火油气比极限只有目前系统的25％～50％。这些试验结果很有意义．     

简讯

我国自主研制的支线喷气客机成功首飞2008年11月28日,我国首架拥有完全自主知识产权的ARJ21-700新型涡扇支线飞机在上海成功实现首飞。这标志着ARJ21-700飞机研制取得重大突破,是     

带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文)

针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。