钛合金薄壁构件激光冲击残余应力稳定性研究

针对航空发动机压气机薄叶片激光冲击后残余压应力的严重松弛问题,对TC11钛合金薄壁试件激光冲击后进行轴向拉-拉疲劳实验和真空保温处理,通过X射线衍射测试获得疲劳载荷和热应力载荷作用下的应力松弛规律,并分析松弛机理。实验结果表明:疲劳载荷(最大应力σ_(max)=500 MPa,应力比R=0.1)作用下表面残余压应力松弛了53%,前5次循环占了95%,且表面松弛程度和严重松弛深度都随疲劳载荷增大而增大,其松弛机理是局部材料发生塑性变形而引起的应力场重新分布。在200、300和400℃下恒定保温120 min后,表面残余压应力分别松弛了3%、29%和48%,而在200℃+400℃和300℃+400℃交替保温120 min后分别松弛了18%和58%,松弛均发生在前60 min内,且严重松弛深度随温度呈现相同变化规律,其松弛机理是热应力激活位错、晶界等进行运动和消亡而导致塑性回复。由于松弛机理不同,疲劳载荷与热应力载荷复合作用下应力松弛呈现出叠加效应。     

一维理想磁控等离子体激波管流动仿真

推导了磁场作用下等离子体流动的控制方程,采用加入人工粘性项的MacCormack二阶格式对方程进行了离散.计算了在不同磁场作用下,一维理想磁控等离子体在激波管内的流动情况.计算结果表明,在施加磁场作用后,激波管内的波系结构发生了明显的改变,磁场强度在激波的影响下发生了重新分布.     

某型发动机转速测量的实现

为了提高发动机转速测量的精度和可靠性,采用AT89C51单片机制作了飞机发动机智能检测控制系统,此系统通过对转速信号的采集、运算、分析来实现对发动机运行状态的在线监控,此系统采用多周期同步测频法来实现对转速的测量。结果表明:它克服了一般测频方法对被测信号计数产生的±1个字误差,提高了检测精度。系统具有体积小、成本低、精度高等特点,应用前景广阔。     

航空发动机叶片激光冲击强化技术的研究

介绍了激光冲击强化航空发动机风扇叶片的国内外研究进展情况。激光冲击强化处理是近年出现的表面改性新工艺,其效果优于传统表面改性技术(如喷丸)。通过在航空发动机叶片表面引入残余压应力,激光冲击强化可以大幅度提高叶片的疲劳寿命。激光冲击强化近年的研究,形成了多学科并存的制备技术体系,开发了一系列新的设备和技术,并很快进入了实际应用。制定正确的工艺规程、探索精确控制激光冲击强化的方法,以及结合现代高新技术,引进交叉学科,是今后的发展方向。     

基于等离子体的抗冲蚀涂层技术及其在直升机发动机领域的应用

军用直升机和运输机在沙漠地带或简易跑道强行起降时,砂尘会对飞机叶片造成冲蚀损伤,导致压气机性能衰减和结构完整性破坏,严重影响发动机工作可靠性。为此,介绍了发达国家在冲蚀损伤机理、多层涂层技术、制备方法、冲蚀试验体系、涂层环境适应性以及涂层设计方法等6个方面的研究和发展情况;综述了我国在涂层材料体系、环境特性、制备方法与考核试验等方面开展的初步研究,指出与在这些方面与俄、美等国存在的巨大差距,并提出研究系统性不强、缺少相应的涂层设计手段、未验证考核方法的有效性以及基础研究不够深入等是制约抗冲蚀涂层技术发展和应用的主要原因。该研究明确了我国抗冲蚀涂层技术的研究发展方向,为进一步开展抗冲蚀涂层技术研究奠定基础。     

激光冲击近β 型钛合金的室温拉伸和高周疲劳性能及其断裂机理

目的 提高近β钛合金的强度和高周疲劳性能。方法 对两相区固溶时效热处理后的TB6和Ti55531钛合金锻态材料表面进行了激光冲击强化（LSP）,并对强化前后的试样进行室温拉伸和高周疲劳试验。采用扫描电镜（SEM）对拉伸和高周疲劳断口进行了观察和分析。结果 与未LSP的样品相比,LSP后TB6和Ti55531钛合金的抗拉强度（Rm）分别提高了25 MPa和25 MPa,提高比例分别为2.26%和2.02%;屈服强度（Rp0.2）分别降低了48 MPa和30 MPa,降低比例分别为4.58%和2.54%;断面收缩率（A）、延伸率（Z）和弹性模量略有提升。在低应力水平下,LSP后Ti55531合金的疲劳寿命高于TB6合金,而在高应力水平下,TB6合金具有略高于Ti55531合金的疲劳寿命。结论 经过和未经LSP的TB6和Ti55531钛合金的拉伸断裂模式均为微孔聚集型韧性断裂与沿晶脆性断裂混合的断裂模式,表面激光冲击不改变其拉伸断裂模式,近β钛合金在不同应力状态的疲劳寿命差异与材料显微组织差异导致的疲劳裂纹萌生和扩展速率不同有关。     

等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅流动分离的实验研究

为揭示等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅流动分离的作用效果和主要影响因素,在不同流场和激励条件下开展了等离子体流动控制的实验研究,介绍介质阻挡放电等离子体的产生原理与放电图像,利用栅后压力分布分析研究叶栅内部流场结构以及等离子体激励的变化规律和主要影响因素。结果表明：等离子体气动激励抑制附面层流动分离的作用效果随气流...     

激光冲击波增强38CrMoAl钢渗氮耐磨性能研究

为提高38CrMoAl钢渗氮层的质量和耐磨性能,提出并采用激光冲击增强渗氮的方法,进行了不同处理状态试样的磨损性能试验,采用XRD、SEM对试样微观组织进行分析,并探讨激光冲击增强渗氮的机理.试验结果表明:与渗氮相比,激光冲击波处理后渗氮试样的比磨损率为9.47×10-15m3/Nm,降低了50%,其表面显微硬度提高了12%;激光冲击波作用使表层材料产生高密度位错,甚至细化晶粒,从而在渗氮过程中增加了扩散通道,使更多的N原子间隙固溶到α-Fe中,对渗层起到了固溶强化的作用;形成的渗氮层微观组织致密,无缺陷,大量氮化物沿晶界高度弥散均匀分布,起到弥散强化的作用,从而提高了材料耐磨性能.     

非线性振动方程多重解求解方法

非线性振动方程多重解的求解过程中,迭代初值难以有效确定,不稳定周期解收敛域很小,利用通常的微分方程解法无法直接求解。针对这个问题,引入同伦算法,使得初始值的选取无任何限制;同时利用预测-校正算法对外激励参数变化下的解曲线进行追踪,得到系统的多重解。该方法不但可以计算稳定的周期解,而且不稳定的周期解也可以求出。采用Duffing振子运动方程对该方法进行了计算验证,通过与理论近似解以及龙格-库塔法计算结果的对比,验证了该方法的有效性。     

利用奇异值分解的信号降噪方法

为了提高测试信号的信噪比,针对奇异值分解降噪法中有效秩阶次的选择以及重构矩阵结构的确定两个关键问题,提出了一种基于信号频率成分的奇异值降噪方法.该方法利用信号快速傅里叶变换结果中主频率个数来确定有效秩阶次,通过降噪信号的信噪比和均方差大小确定重构矩阵结构,并采用不同频率成分的几组信号对该方法进行了验证.结果表明,有效秩的阶次是源信号主频个数的2倍,并且这种倍数关系不随重构矩阵行列数的变化而变化;在工程应用中,重构矩阵的最佳行数取信号数据长度的一半,可以得到较好的降噪效果;除傅里叶变换结果中有用信号频率与噪声频率难以区分的情形外,无论是白噪声还是色噪声,该方法都十分有效.