0Cr15Ni5Cu2Ti钢的高温氧化行为

 采用增重法研究了0Cr15Ni5Cu2Ti钢在500,600,700和800 ℃下的高温氧化行为。利用扫描电镜（SEM）、能谱分析（EDS）、X射线衍射分析（XRD）以及金相显微分析等技术,对氧化膜的形貌、化学形态和组成以及基体组织的特点进行了研究。试验结果表明,在700 ℃以下,0Cr15Ni5Cu2Ti钢的氧化动力学符合抛物线规律,表面生成的氧化膜具有良好的保护性。800 ℃氧化时,随氧化膜厚度的增加内应力迅速增大,氧化膜容易破裂,甚至剥落;不锈钢基体中发生马氏体向奥氏体的逆转变,使贫铬层厚度增加,促进了失稳氧化发生,导致试样表面局部区域容易生成氧化物“瘤”,而加剧氧化。     

高温高压蒸发型燃烧加热器的设计

为某热风洞试验台设计了一种高温、高压蒸发型煤油燃烧加热器,根据热风洞试验台对加热器的性能要求,设计了加热器的主要部件,采用流阻法和一元流法,对加热器的空气流量分配及流程参数进行了计算.试验结果表明,所设计的加热器在结构方案、主要部件和总体性能方面基本满足设计要求,具有一定的适用性和工程实用价值.      

变形温度和冷却速度对TA15合金组织性能的影响研究

本项目研究了变形温度、冷却速度对原始坯料为片状组织的TA15合金显微组织和性能的影响.随着变形温度(1080-930℃)的降低,及变形后冷却速度(空冷～水冷)的加快,TA15合金的室温抗拉强度、延伸率及断面收缩率均呈上升趋势.β区变形的镦粗试样为片状组织,在大变形区和自由变形区,1080℃变形时β晶粒的动态再结晶程度比1 030℃高.两相区变形镦粗试样的显微组织为过渡型组织,难变形区和大变形区及自由变形区组织差别较大.     

过氧化氢水溶液在自分解过程中的温升特性研究

针对过氧化氢水溶液在自分解过程中分解放热引起的温升进行传热分析,建立数学模型,求解得出随着浓度、比热容、分解速率以及散热等因素下的温升变化规律。其结果可以为过氧化氢溶液的储存、输送以及推进燃烧控制提供重要的理论依据,为进一步掌握过氧化氢热化学机理提供理论基础。     

石英挠性加速度计温度误差建模与补偿技术研究

通过分析石英挠性加速度计的温度误差机理,研究在不同温度条件下的静态输出特性。利用多次温度实验数据,采用最小二乘和多项式拟合的方法建立了石英挠性加速度计温度误差补偿模型。实验结果表明：温度误差补偿后,石英挠性加速度计在-20ºC到50ºC范围内刻度因子漂移量由10-4数量级提高到10-5数量级,零偏漂移量由800μg提高到52μg。     

沉积温度及走丝速度对SiC纤维拉伸强度和B4C涂层厚度、表面形貌的影响

采用CVD工艺在W芯SiC纤维表面涂覆B4C涂层,通过扫描电镜和纤维拉伸测试研究沉积温度和走丝速度对W芯SiC纤维拉伸强度和B4C涂层厚度、表面形貌的影响规律。结果表明,在1100℃以下不能获得B4C涂层。在一定的涂层参数下,可以获得与W芯SiC纤维的拉伸强度最接近(达3339MPa)的带B4C涂层的SiC纤维。且在其他涂层参数不变的情况下,为优化工艺参数,应符合沉积温度>1210℃时,走丝速度>0.055m/s;或沉积温度<1210℃时,走丝速度<0.055m/s。沉积温度影响SiC纤维的拉伸强度和B4C涂层厚度、表面形貌,走丝速度影响SiC纤维的拉伸强度和B4C涂层厚度。     

民航运输机减推力起飞技术

分析了减推力起飞对民航运输机涡轮风扇发动机性能的影响、实施减推力起飞所应具备的必要条件、减推力起飞的性能特点和实施减推力起飞应注意的问题,该研究对正确使用和推广减推力起飞技术,提高航空公司安全管理水平具有重要意义.     

指尖密封的温度场及热结构耦合分析

以单梁-双层密封片为单元建立了指尖密封热分析模型,依据指尖密封的实际工况确定了指尖密封热分析边界条件,通过有限元分析获得了不同工况条件下指尖密封的温度场分布,结果表明指尖密封的最高温度分布区域与高压腔气体温度高低有关,随着高压腔气体温度升高,最高温度分布区域自指尖靴部向高压密封片中部转移.在指尖密封热分析基础上进行了指尖密封热结构耦合分析,获得了考虑热效应的指尖密封的迟滞特性和接触性能.与不考虑温度影响的指尖密封性能分析结果相比,考虑热效应下的指尖密封的迟滞量减小,指尖与转子间的接触压力明显增大.      

基于多元线性回归的发动机性能参数预测

在对发动机性能参数相关性研究基础上,结合多元线性回归预测模型,提出了一种能够考虑发动机众多因素对因变量影响的发动机性能预测模型.使用该模型对发动机排气温度(EGT)进行预测时,能够兼顾到p_4.95,N₂,T₃,N₁,p_B等性能参数对EGT影响.最后使用一组某民用机型发动机飞行试验数据对模型进行了验证,并与加权一阶局域法进行了对比.结果表明,该模型预测精度优于加权一阶局域法,该方法可以为这种机型发动机故障预测提供决策依据.      

航空发动机热端表面温度场测量

航空发动机热端温度场的测量和监视对延长发动机的使用寿命具有重要意义。文章简要介绍了目前采用的各种温度测量方式,如热电偶、光电高温计、红外热像仪和示温漆,并详细介绍了多波长温度测量和谱色温度测量两种新型的温度测量方法。两种方法大大降低了温度测量对被测物体表面发射率的依赖性,适用于1000～3000℃温度范围内高温物体表面温度的测量。