烧蚀角度对C/C复合材料烧蚀行为的影响EI北大核心CSCD

烧蚀角度对C/C复合材料的耐烧蚀性能有显著的影响,采用自主研发的氧-煤油烧蚀实验系统对轴棒法编织的三维四向C/C复合材料进行烧蚀/侵蚀实验,实验的典型角度分别为90°,60°,45°,侵蚀时的粒子浓度为1.37%。测算试样的宏观烧蚀率,并采用扫描电镜(SEM)观察了试样烧蚀后的微观形貌。分析了角度对C/C复合材料烧蚀行为的影响规律,并探讨其烧蚀机理。结果表明:不加粒子进行烧蚀实验时,烧蚀角度90°,60°,45°对应的试样质量烧蚀率分别为0.146,0.123,0.100g/s,随烧蚀角度的减小,质量烧蚀率加速降低;加粒子进行侵蚀实验时,烧蚀角度90°,60°,45°对应的试样质量烧蚀率分别为0.452,0.455,0.432g/s,线烧蚀率分别为1.863,1.323,0.843mm/s,随烧蚀角度的减小,质量烧蚀率基本不变,线烧蚀率逐渐降低。烧蚀角度越小,射流的冲刷作用越强,伴随热化学烧蚀的作用,导致烧蚀/侵蚀实验条件下,径向纤维的烧蚀梯度均增加;烧蚀实验条件下,轴向纤维束外沿的受冲刷区域变大。     

超音速火焰喷涂参数及粉末粒度对WC-12Co涂层弹性模量的影响

利用多功能超音速火焰喷涂(HVO-AF)焰流温度的特点(1400~2800℃)分别在三种条件下(HVOF,HVO-AF和HVAF)制备WC-12Co涂层。用Knoop压痕法对涂层的弹性模量进行测试,并测量涂层的显微硬度。采用扫描电镜(SEM)、能谱分析(EDS)、X射线衍射(XRD)探讨涂层的显微结构、成分和相组成。结果表明:与微米结构涂层相比,纳米结构涂层组织均匀、致密,孔隙率低,显微硬度与弹性模量均大幅提高,其中HVO-AF状态下制备的纳米结构WC-Co涂层平均硬度与弹性模量最高,分别为1515MPa和308GPa,而HVOF与HVAF状态下的纳米WC-Co涂层平均硬度与弹性模量分别为1390MPa,286GPa和1469MPa,270GPa;HVO-AF状态下的微米结构涂层平均硬度与弹性模量为1065MPa和242GPa。在HVO-AF状态下,焰流温度适中,可有效控制纳米WC-12Co粉末的分解,测得的涂层弹性模量最高。     

乘波构型前体/进气道一体化设计仿真研究

研究了源于锥形流场乘波构型、源于相交锥流场乘波构型和密切分析法乘波构型三种比较有应用潜力的高超声速乘波构型前体.开展了对三种乘波构型前体气动性能的仿真计算和评估,为高超声速飞行器乘波前体/进气道一体化设计提供了参考.分析结果表明:具有单道前缘封闭激波的源于锥形流场的乘波构型应用价值有限,而具有三道封闭压缩激波的相交锥乘波构型和密切分析法乘波构型在完成相同压缩任务的条件下表现出了较大优势.在进气道进口截面处边界层厚度近似相等的情况下,后两种构型进气道总压恢复系数相比第一种构型分别提高了21.2％/和17.6％,流量系数分别提高了3.6％和1％,进气道出口截面流场不均匀度分别降低了8.9％和5.1％.     

骑波技术在未来高超声速巡航导弹设计中的应用

主要介绍了骑波技术在各国高超声速导弹计划中的应用概况,对采用骑波构型设计的飞行器相对于一般升力体所具有的突出特点进行了详细理论分析,同时讨论了骑波技术在未来高超声速巡航导弹设计领域应用时所面临的问题并提出了解决途径.     

高超声速巡航导弹理想动力系统——TBCC发动机及其关键技术

主要介绍了涡轮基组合循环(Turbine-Based Combined-Cycle,TBCC)发动机(以下简称TBCC发动机)的技术发展现状,阐明了TBCC发动机的基本结构及其工作原理.在对TBCC发动机技术发展现状分析的基础上,重点阐述了TBCC发动机相对于其它吸气式发动机的技术优势、 TBCC发动机的关键技术以及在超燃冲压发动机技术没有取得实质性突破的情况下,现阶段作为超声速、高超声速巡航导弹动力系统及在其它军民航空航天领域的应用前景.     

粒子浓度对C/C复合材料烧蚀行为的影响

为研究不同粒子浓度侵蚀条件下C/C复合材料的烧蚀机理及性能,采用自主研发的氧-煤油烧蚀实验系统对轴棒法编织的C/C复合材料进行烧蚀/侵蚀实验,实验的粒子浓度分别为0,1.37%,2.22%,2.64%。采用扫描电镜(SEM)观察实验后试样的微观形貌,测算了试样的烧蚀率,研究了粒子浓度对材料烧蚀率的影响规律,分析了材料的烧蚀机理。结果表明:不加粒子时试样的质量烧蚀率仅为0.159g/s,线烧蚀率为0.175mm/s,加入粒子后质量烧蚀率与线烧蚀率的最小值分别为0.432g/s和0.843mm/s,且随粒子浓度的增加,烧蚀率均加速增加。粒子的侵蚀作用加剧了试样的烧蚀,冲刷面上径向纤维的烧蚀梯度随粒子浓度的增加而增大。     

高超声速升力前体构型设计与数值分析

采用楔形角方法设计生成了一种小型高超声速巡航飞行器升力前体构型,利用带惩罚函数的单纯形法对得到的升力前体进行了优化设计,通过数值模拟方法研究了优化设计后的升力前体气动特性.结果表明:楔形角方法是一种生成高超声速飞行器升力前体的高效方法;升力前体在不同飞行马赫数下上下表面存在压力沟通,将导致前体预压缩面在展向存在横向流动,造成进气道进口流场不均匀;采用在升力体两侧增加侧缘的方法可有效减小前体预压缩面横向流动,提高前体升力.     

厚度对HVOF喷涂WC-12Co涂层结构的影响

利用HVOF制备了WC-12C0涂层,喷涂原始粉末为微纳米复合粉,涂层的厚度分别为0.5,1,2,3,4 mm。采用扫描电镜(SEM)、X射线衍射仪(XRD)分析了涂层的显微结构和相组成,并对涂层的孔隙率进行了测量。结果表明,厚度对涂层的表面形貌与表面粗糙度无明显的影响,但对截面显微结构有较大影响,厚度小于1 mm的涂层沿厚度方向显微结构无明显变化,而厚度大于1 mm的涂层中部组织比较致密,孔隙率小,涂层与基体结合区域及近表面区域组织较为疏松。所有涂层均出现了分解与脱碳,涂层越厚分解越严重,出现的W_2C和Co_3W_3C相越多。     

处理机匣结构对某型跨声速轴流压气机畸变响应特性影响

基于机匣处理下的跨声速轴流压气机叶排实验特性，应用畸变传递的矩阵分析模型，对叶尖处理机匣结构容总压畸变特性进行了详细分析，初步建立了几种处理机匣结构对总压畸变及其沿轴流压气机叶排衰减特性影响规律。计算结果表明，处理机匣虽能有效提高了转子叶排抗总压畸变能力．但不同结构处理机匣下静子叶排抗畸变特性存在明显差异，这对设计合理的扩大轴流压气机稳定裕度处理机匣结构尤为重要。