航空用铝合金超微结构实验表征

为了使铝合金更好的服役于航空领域,就有必要对其微观结构进行实验表征,从而可以在铝合金微观结构和宏观性能之间搭建桥梁,最终优化铝合金的综合性能。本文介绍了航空用2xxx,6xxx和7xxx系铝合金发展历程以及时效析出过程中的微观结构演变,如Al-Cu合金GP区、Al-Cu-Mg合金GPB区等重要物相的结构特征,以及AlCu-Mg合金S相析出行为等都已得到了透彻的研究;阐述了透射电镜、扫描透射电镜、三维原子探针等技术的结合在Al-Cu-Mg-Ag合金Ω相、Al-Mg-Si-Cu合金β″相的晶体结构及界面结构以及铝合金晶间腐蚀机理等研究上的应用;本小组实现了复杂选区电子衍射谱的快速模拟及标定,并基于会聚束电子衍射实现了对析出相体积分数的精确测量;最后指出,高分辨透射电镜原位加热研究及透射电镜原位力学测试等新技术手段的应用,对深层次研究铝合金相变规律、变形行为具有跨时代意义。     

航空发动机间冷器及回热器发展研究综述

近年来,航空器发展对航空发动机经济性和环保性的要求越来越高,间冷回热循环日益受到关注和重视,间冷器和回热器的研究已经成为发展间冷回热循环航空发动机的关键因素之一。本文简要介绍了间冷回热航空发动机的研究背景,回顾了国内外有关航空发动机间冷器与回热器的换热表面研究、热交换器优化工作、间冷器及回热器与航空发动机整机匹配研究和新型高温热交换器技术,提出了航空发动机间冷器及回热器相关有待深化研究的问题。     

TC6钛合金超塑性变形

对TC6钛合金在800~900℃温度区间内,分别进行应变速率为0.0001~0.1 s-1的恒应变速率法拉伸实验和最大m值法超塑性拉伸实验,获得拉伸过程应力-应变曲线,并采用金相显微镜对拉伸后断口附近显微组织进行分析。结果表明：TC6合金表现出良好的超塑性性能,随着应变速率或温度的升高,伸长率先增大后减小,恒应变速率拉伸时,在温度850℃、应变速率0.001 s-1条件下伸长率可达到993%;在同一变形温度下最大m值法拉伸能获得比恒应变速率法更好的超塑性,850℃时伸长率达到1353%;TC6合金在超塑性变形过程中发生了明显的动态再结晶,并随着应变速率和温度的升高动态再结晶行为增强。     

高温合金叶片的激光熔覆修复技术研究

航空发动机高温合叶片故障件很难修复,采用先进的激光熔覆技术对高温合金叶片进行深度修理具有重要意义。通过采用合适的激光设备、熔覆粉末,并选取合理的熔覆参数以及热处理工艺等,使熔覆粉末在叶片基体上形成有效的熔覆体,该熔覆体的强度和硬度达到叶片材料性能要求,同时也能保证熔覆体与基体的结合强度,完成高温合金叶片的修复。     

冷坩埚定向凝固TiAl基合金高温持久性能研究

采用电磁冷坩埚定向凝固技术制备了成分为Ti-47A1-2Cr-2Nb的合金铸锭,定向凝固后的显微组织为α2+γ全片层结构.在0.4～1.2mm/min的抽拉速率范围内,随着抽拉速率的增加,片层间距减小,柱状晶与生长方向的夹角增大.随着温度升高,合金的拉伸强度有所下降,但由于细化片层界面对切变应力变形的阻碍作用,合金的高温拉伸强度会随着抽拉速率的增加而提高.通过对抽拉速率为1.0mm/min试样的拉伸强度与温度的拟合,得到了拉伸强度和温度之间的函数关系.随着抽拉速率的增加,Ti-47A1-2Cr-2Nb合金的持久寿命明显升高,对于抽拉速率为1.2mm/min试样的持久性能测试表明,其持久寿命最长,达到了48h.持久试样的断口形貌表明,其断裂的主要方式是伴随着少量延性断裂的脆性解理断裂.最后根据时间-温度模型,分别采用Larson-Miller和Manson-Haferd参数法建立了定向凝固Ti-47Al-2Cr-2Nb合金的持久强度预测函数模型,预测的理论值与试验结果吻合度较高.     

先进材料与工艺在机载导弹上的研究与应用

先进材料和工艺在机载导弹中的应用是实现机载导弹优异性能的基础和前提.主要讨论了用于机载导弹的复合材料、高温钛合金、铝锂合金、金属间化合物等先进材料和近无余量成形、超精密加工等先进工艺的特点以及国内外的发展概况.     

国外飞机机轮刹车系统的发展

阐述了航空机轮刹车系统最新的研究方向包括吸收能量更多并且更耐磨损的高密度碳材料,寻求更轻更强的结构部件材料,提升设计方法以优化刹车性能,机轮刹车系统的结构动力学研究,更大范围的电刹车装置和电刹车控制系统研究等。     

基于SIFT算法的含碳颗粒凝胶推进剂雾化场速度分析

雾化是凝胶推进技术的关键问题之一,雾化过程中的液膜、液丝及液滴等的速度分布、液膜厚度等参数对于判断雾化效果、揭示雾化机理具有重要作用。为了对含碳颗粒凝胶推进剂雾化场的速度进行定量分析,提出了一种基于SIFT关键点匹配的雾化场速度计算方法,并以雾化场速度分析为基础,提出了一种新的液膜厚度估算方法。结果表明:雾化场速度随射流速度的增大而增大,随撞击角度的增大而减小;雾化场平均速度与射流速度的比值vato/vjet在0.6~0.9,可用于表征雾化效果,vato/vjet越小,雾化效果越好;射流撞击形成液膜的厚度在0.04~0.13mm,液膜厚度随着射流速度及撞击角度的增大而减小;凝胶推进剂的雾化效果随着碳颗粒浓度的增大而降低,随着碳颗粒粒径的增大而略有改善。     

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。     

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。