T800HB/环氧复合材料壳体爆破性能分析北大核心CSCD

针对T800HB/环氧复合材料壳体易在封头部位产生复杂的应力状态,导致壳体低压破坏的问题,通过采用金属接头结构优化与封头补强措施,使T800HB/环氧复合材料壳体的爆破压力由28.2 MPa提高到36.4 MPa,纤维强度发挥率由65.7%提升至85.6%。     

T800HB碳纤维复合材料壳体定量化等强度补强技术

文摘T800HB碳纤维性脆,制备的复合材料壳体易在封头部位低压破坏。为克服传统补强方式给筒段纵向带来的冗余质量,采用等强度补强理念,以Φ150 mm壳体为研究对象,借鉴复合材料壳体应力平衡系数,通过应变分析与试验验证,定量化得出等强度增强所需材料的厚度。研究结果表明,定量化等强度补强技术可行、可靠,制备的T800HB碳纤维壳体的爆破压力均达到设计值,筒段纵向材料强度不再富余,特别对提高大长径比壳体的PV/W值有积极作用。     

Φ200 mm 固体火箭发动机复合壳体成型工艺

以混合环氧树脂E-51和TDE-85为基体树脂、复合芳香胺为固化剂,采用砂芯模、缠绕等成型工艺,制作的φ200 mm复合壳体,特性系数PV/W为32.3 km.水压爆破试验结果表明,所设计的碳纤维复合材料发动机壳体满足设计性能指标要求.     

纤维缠绕壳体封头厚度计算

纤维缠绕火箭发动机壳体封头厚度是不均匀的，封头形状、纱带宽度及两端开口影响着外壳厚度，回顾了上计算方法，并在此基础上发展了一种计算封头厚度的公式，最后用这几种公式对实际的壳体封头厚度进行了计算，并与实测值进行了比较。     

F-12 纤维/ 氰酸酯树脂基复合材料力学性能研究

采用预浸法缠绕工艺制备了F-12纤维/氰酸酯树脂基复合材料NOL环、层合板和φ150 mm压力容器,研究了F-12纤维/氰酸酯复合材料的力学性能以及断口微观形貌.研究结果表明,F-12纤维/氰酸酯复合材料的层间剪切强度≤35 MPa,φ150 mm压力容器特性系数PV/Wc值达到34.22 km,纤维强度转化率达到70.22％,断口破坏形式以F-12芳纶纤维撕裂和微纤化为主.     

缠绕复合材料壳体爆破压强的预测

针对缠绕复合材料壳体在内压作用下的破坏问题，基于连续损伤介质力学方法，建立了一种缠绕复合材料渐进损伤破坏分析模型。模型中考虑了纤维破坏、基体损伤和纤维/基体开裂3种破坏模式，并针对缠绕复合材料面内剪切非线性的实际，建立了面内剪切非线性模型。通过子程序UMAT将模型嵌入ABAQUS/Standard中，对含缺口缠绕复合材料试件拉伸过程进行了仿真计算，验证了模型的正确性。采用该模型对缠绕复合材料壳体的水压破坏过程进行了仿真分析，结果表明:内压作用下缠绕复合材料的最终破坏是由于纤维断裂导致的，且纤维破坏主要出现在环向层，基体破坏主要出现在纵向层。      

缠绕复合材料壳体低速冲击后剩余强度影响因素分析

为探索不同因素对缠绕复合材料壳体低速冲击后剩余强度的影响规律,开展了不同冲击能量、不同冲击部位下壳体的低速落锤试验和水压爆破试验,采用改进的Hashin准则和牵引分离准则模拟复合材料层内和层间损伤,建立了壳体冲击后剩余强度有限元模型,实现了冲击后剩余强度的一体化仿真分析。利用该模型计算得到的缠绕复合材料壳体低速冲击后剩余强度与试验结果一致性较好。最后研究了冲击部位、初始内压、冲头尺寸等因素对壳体冲击后剩余强度的影响规律。研究结果表明:封头赤道圆处为壳体的最薄弱冲击部位,冲击能量为25J时壳体剩余强度降低了约60%;壳体冲击后剩余强度随内压增加而增大,但当内压大于16MPa时,壳体冲击后剩余强度随内压增大而迅速降低;冲头直径在8~16mm变化时,壳体冲击后剩余强度随着冲头直径的减小而降低。     

SRM 纤维缠绕壳体的蒙特卡罗随机有限元分析

采用蒙特卡罗随机有限元方法，结合复合材料壳体力学、纤维缠绕理论等知识，分析了固体火箭发动机纤维缠绕壳体在燃气内压随机变化作用下的应力响应，绘出应力分布曲线，为固体火箭发动机结构可靠性评估奠定基础。     

混杂纤维复合材料壳体承外载试验

为了解决固体发动机承外载荷能力和质量系数的矛盾，用F12纤维、S-2玻璃纤维及二者的混杂纤维缠绕成三种壳体试件，对壳体试件分别进行了扭矩试验和轴压试验。通过试验获得了三种壳体试件的扭矩和轴压破坏形貌和破坏载荷，并测得了相应质量。结果表明，混杂纤维缠绕壳体能有效地使发动机承外载荷能力和质量系数得到协调。     

4306环氧／玻纤复合材料容器性能研究

４３０６环氧／玻纤复合材料容器性能研究徐璋，刘炳禹，杨建奎（陕西非金属材料工艺研究所西安７１００２５）发动机壳体本质上属一种内压容器，对其性能的评价人们提出了材料比强度，容器特性系数（ＰＶ／Ｗ）等指标，而对于纤维缠绕复合材料壳体还辅以环向纤维强度发挥...     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。