摘要：由于其独特的化学键,ZrB_(2)具有高硬度、高熔点、高强度、高导电率和热导率等特性,被广泛应用于航空航天、核工业及超高速飞行器中的热防护领域,其中ZrB_(2)的热喷涂技术一直是其应用的关键。在热喷涂技术中,等离子喷涂在全世界热喷涂市场中占有量最大,其高性能涂层的制备技术一直是研究的热点,而实现该技术的关键在于需要依靠具有合适粒径、高球形度、高流动性的粉体。通常原始ZrB_(2)粉末平均粒径较小,不具备良好的球形度和流动性,需要二次造粒以制得适合等离子喷涂使用的粉体。其中,喷雾造粒法是一种成熟的热喷涂粉末制备技术,适用于制备等离子喷涂用的ZrB_(2)粉体。本文针对等离子喷涂用ZrB_(2)粉末的制备,引入了新的材料组分,系统研究了粘结剂的种类、粘结剂含量、喷头转速三个参数对粒径、形貌、真实密度和流动性的影响。研究结果表明,将质量分数为40%~50%ZrB_(2)微粉、45%~50%去离子水、4%~6%的聚乙烯亚胺(PEI)、8‰的柠檬酸铵加入罐磨机中球磨,之后将混合均匀的浆料送入喷雾造粒机中,将进风温度设置为270℃、出风温度调整为95℃、喷头速率调至20~50 r/min、蠕动泵进料速率设为(25±5)r/min,通过烘干和过筛后得到粒径为40~80μm、球形度高、流动性好的ZrB_(2)粉体。通过该方法制得的粉体可直接用于等离子喷涂,适合大批量生产,对高性能ZrB_(2)基涂层的制备具有重大研究价值。

摘要：在射流搅拌反应器实验平台上针对温度范围850~1 300 K、常压条件下的甲烷氧化反应过程进行了实验研究,采用气相色谱仪测量了变组分条件下(当量比范围0.2~2、氧气体积分数2%~8%、二氧化碳体积分数0~20%、水蒸气体积分数0~20%)主要反应物(CH4、O_(2))、主要中间组分(C2H6、C2H4、C2H2、H2)和主要污染物(CO、CO_(2))的摩尔分数,并分析了主要反应物、中间组分以及污染物生成的影响因素和影响规律。研究表明,随着当量比和含氧量的增加,主要中间组分的摩尔分数升高;二氧化碳体积分数的增加对中间产物的生成有微弱的抑制作用,却使得污染物浓度大大增加;水蒸气体积分数的增加导致氢气生成量显著增加,同时促进一氧化碳的生成,而对二氧化碳的生成影响很小。

摘要：为阐明低热值燃料在燃气轮机工况下的燃烧特性,在定容燃烧弹中测试了初始压力分别为0.10、0.15、0.20 MPa,初始温度分别为303、353、403、453 K,当量比范围为0.8~1.6,体积分数为7%H2、21.72%CO、21.45%CO2、49.83%N2的高炉煤气层流燃烧速度,并采用Gri-Mech 3.0化学反应机理对其进行了数值模拟。实验和模拟均发现,低热值燃料的层流燃烧速度随着初始压力的降低而增高,随着初始温度的增加而升高,且层流燃烧速度随温度和压力并非呈现单调性的变化规律,并在实验工况范围内对层流燃烧速度进行了温度和压力拟合。通过敏感性分析发现:主要的正向促进反应为R99、R46,主要的逆向抑制反应为R45、R36,层流燃烧速度受高活性自由基的影响,与链终止反应与链分支反应关于高活性自由基的竞争有关;随着初始压力的降低和初始温度的升高,高活性自由基摩尔分数增大,从而导致层流燃烧速度升高。

摘要：采用改进的延迟分离涡模拟方法结合动网格技术,对某一简化内埋弹舱-舱门-弹体模型的三维流场进行非定常计算,得到了不同来流马赫数、弹体发射速度和初始角速度等参数对弹体下落轨迹的影响规律。结果表明:亚声速条件下来流马赫数对弹体偏航角度影响较小,跨声速及超声速条件下受流场波系的影响,弹体均向右偏航。超声速条件下,随马赫数增加弹体偏航角和俯仰角的变化幅度减小。提升弹体初始发射速度可以使弹体快速达到安全分离距离,并减小姿态角变化。增加弹体初始低头角速度可以在不增加弹射力的情况下,减小弹体俯仰角度,提高弹体分离速度,有利于机弹安全分离。

摘要：为了研究弹体外挂投放与内埋投放的区别,利用基于Menter SST湍流模式的改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法以及重叠网格技术,分别对亚声速和超声速来流条件下,同一弹体外挂投放和内埋投放进行了数值模拟,得到了亚声速和超声速条件下外挂投放与内埋投放弹体的下落规律。通过对比分析表明:亚声速和超声速来流条件下,内埋投放由于受舱体内强非定常流场以及舱体唇口剪切层的影响,弹体受很大的抬头力矩,弹体姿态角变化较大,投放特性劣于外挂投放。进一步研究表明:在弹射时给弹体一定的低头角速度,使弹体以低头姿态穿越剪切层,则可以大幅度降低剪切层带来的不利影响,提高内埋投放弹体分离品质。

摘要：利用基于改进的延迟分离涡模拟(IDDES)方法,对亚声速和超声速来流条件下某S形模型进气道进行了非定常计算,研究了发动机喘振所产生的瞬时高压波形对锤击波传播规律的影响.结果表明:锤击波产生后沿进气道迅速向前传播,运动过程中锤击波的运动速度基本保持不变,但强度不断增强.同时受气流离心力的影响,S形进气道弯曲段半径较大一侧壁面受到的锤击波气动荷载值更大.发动机喘振所产生的瞬时高压的加载梯度增加使得锤击波传播速度及强度增强,而压力卸载方式对锤击波强度的影响不明显.在亚声速和超声速来流条件下,增加瞬时高压峰值均使得锤击波荷载强度显著增强,并近似符合二次函数分布规律,而且超声速来流条件下锤击波强度较亚声速来流更强.

摘要：发电机热场分布对过热保护构件失效影响显著,是其优化设计中应重点考虑的参数。借助ANSYS软件中Fluent稳态压力求解器和湍流模型对故障模式下发电机内部热场分布进行仿真,获得主发电机定、转子和壳体循环油路热场分布;在此基础上,调整部分关键部位熔点及材料软化温度,优化热脱扣保护装置设计方案,实现电机过热保护,该方案已成功应用于某飞机,且已通过试验和试飞验证。结果表明:仿真热场结果与实际工况下的温度场分布一致,电机出口油温达到260℃时绝缘衬套软化,导致电机腔体内发生漏油,当发电机绝缘衬套软化温度提高至350℃,可有效避免发电机烧损。

摘要：以高超声速飞机为研究对象,提出了一种基于单相流体回路的热管理系统(TMS)模型,通过热控制策略与热沉调度模型实现热沉制冷能力最大化目标,解决新型高速飞机日益彰显的冷源不足问题。热控制策略利用系统辨识与热载荷预测算法,提出基于能量平衡与温度反馈配合的热控制模型,解决热惯性带来的控制延迟问题。基于热沉冷却能力评估与热载荷匹配提出热沉调度模型,旨在合理利用各种冷源,解决飞行后期冷源不足的问题。研究通过MATLAB/Simulink仿真验证模型及算法,结果表明:所设计的TMS能够满足高超声速飞机长时间飞行需求;考虑能量平衡的控制模型在超调量及衰减比方面均优于温度反馈控制模型;基于热沉调度策略能够降低冷源消耗速率,更充分地利用各种机载热沉。

摘要：通过机械混粉的方式在常规GH4169合金粉末中加入一定比例的Al粉末(质量分数分别为0、0.50%和0.85%),通过激光沉积制造技术进行块体材料的制备,研究Al元素含量变化对GH4169合金沉积态及热处理态试样微观组织的影响,并对不同成分合金的高温组织稳定性进行深入分析。结果表明:激光沉积制造不同Al含量GH4169合金沉积态试样的显微组织均表现为外延生长的柱状晶特征,随着Al含量的增加,Laves相与枝晶间区域的元素偏析程度降低,合金的二次枝晶形貌逐渐发达。差式扫描热结果显示:随着Al含量的增加,NbC碳化物和γ基体的熔点降低;经固溶+时效热处理[980℃/1 h,空冷(AC),720℃/8 h,炉冷(降温速率为50℃/h)至620℃/8 h,AC]后,Laves相大量溶解,针状δ相析出,且随着Al含量的增加,δ相发生碎化;不同成分合金经680℃/100 h高温时效热处理后,δ相数量随着Al元素含量的增加先减少再增加,GH4169+0.5Al合金的δ相数量最少,组织的热稳定性最好。

摘要：双机组成编队采用协同战术攻击目标是多机协同空战的一种主要形式。针对蓝方为双机编队的超视距空战威胁评估问题,提出了一种基于协同战术识别的威胁评估方法。首先,根据双机编队协同战术的分析、双机的空间占位与机动特性信息,采用动态贝叶斯网络建立目标双机编队协同战术识别模型。然后,根据目标飞行状态信息和目标机动动作识别结果,进行目标轨迹预测。最后,综合空间占位、探测、攻击、协同战术等威胁因子,考虑目标轨迹变化对战场态势演变的影响,建立威胁评估模型。仿真结果表明,所提方法能够准确识别双机编队的协同战术,实现合理化威胁评估。