SR107-ZK在空间辐照下的物性变化

研究了SR107-ZK在紫外辐照、质子辐照和综合辐照环境下太阳吸收率αs的退化情况,利用XPS和SEM对样品表面的成分和形貌进行了分析.结果表明：SR107-ZK的αs受紫外辐照影响较小,但是在质子和综合辐照条件下,αs退化明显.紫外辐照会对SR107-ZK的硅橡胶黏合剂产生裂解作用,这种作用在带电粒子的协同辐照下更加明显.     

深空辐射环境对高吸收率消杂光涂层的性能影响

为了研究深空辐射环境对SCB-1型空间高吸收率消杂光涂层的太阳光谱吸收性能影响。采用5 000 ESH剂量的真空-紫外、2.5×10¹⁵ p/cm²注量的真空-质子和2.5×10¹⁶ e/cm²注量的真空-电子依次对SCB-1消杂光涂层进行串联辐照试验，分析各项辐照试验前后消杂光涂层外观、太阳吸收比α_s及半球发射率ε_H的变化情况。并采用热失重分析（Thermal Gravity Analysis）判断消杂光涂层受辐照试验后的分解情况与热稳定性变化。经串联辐照试验后，SCB-1消杂光涂层全波段太阳吸收比总变化值Δα_s下降了0.011~0.012，400~1 100 nm波段太阳吸收比总变化值Δα_s下降了0.011~0.013，以上三项串联辐照过程中SCB-1消杂光涂层的半球发射率总变化值Δε_H无明显变化。SCB-1消杂光涂层呈现了极佳的深空辐射环境下的消杂光持久性，可对未来深空探测领域的光学技术发展提供有力支持。     

卫星热控涂层地面模拟试验与在轨验证比对分析

卫星在轨运行期间，热控涂层要经受空间复杂环境效应的影响，其光学和热控性能逐渐下降，影响卫星可靠性和寿命。本文利用卫星搭载技术，完成热控涂层5年的在轨试验，验证空间多因素环境对热控涂层的影响。同时，利用地面模拟试验装置，模拟空间质子、电子、紫外等5年的辐照剂量对热控涂层的作用。对在轨试验结果进行解读和分析，并与地面模拟试验结果进行比对。结果显示，在搭载试验和地面试验前，热控涂层太阳吸收比（α_s）为0.12，经5年在轨搭载试验后，α_s退化为0.23。经地面模拟试验后，α_s退化为0.22。搭载试验和地面试验的热控涂层性能均呈现线性退化规律，表明在确定的轨道环境和固定的剂量率条件下，热控涂层的退化与环境作用时间正相关，同时验证了地面试验的有效性。     

新型无机热控涂层的性能及应用

采用自制新型无机白色填料、无机黏结剂制备了高稳定无机热控涂层。对热控涂层的厚度、面密度、热辐射性能、真空挥发性、热循环性能、空间环境稳定性(真空-紫外、真空-质子、真空-电子、原子氧)及多种基材的适应性进行了测试与验证。结果表明:新型无机热控涂层的太阳吸收比≤0.07、半球发射率≥0.90、面密度200～360 g/m~2,经过地面模拟空间环境试验后涂层的太阳吸收比退化量较小,具有优异的空间环境稳定性,适用于多种基材表面。     

耐高温抗激光烧蚀涂层研制与性能表征

以有机硅树脂、聚碳硅烷和玻璃粉为黏结剂,添加Al2O3,BN,SiC,ZrO2,SiO2和碳纤维等耐热填料制备了抗烧蚀涂层,对其物理机械性能进行了表征,同时分别采用马氟炉、氧乙炔焰烧蚀对其耐热抗烧蚀性能进行了表征。研究结果表明:玻璃粉、BN对改善涂层裂纹起关键作用,ZrO2对提高涂层隔热和耐烧蚀性能至关重要。所研制涂层在厚度为1mm的30CrMnSiA钢基材表面涂覆600μm,经受3000℃氧乙炔焰4s烧蚀,钢基材不发生穿孔;900μm厚度的涂层在531W/cm2激光功率密度下照射4s,带涂层钢基材背面温度比同等辐照温度下,空白钢板背面温度下降1000℃左右。     

空间环境下的有机热控涂层

本文综述了国外在空间有机热控涂层领域中的研究工作和试验，着重分析了空间极端环境中紫外光辐照和原子氧侵蚀这两大因素对有机热控涂层的影响。     

原子氧对Kapton／Al薄膜性能影响研究

模拟空间环境下原子氧辐照条件,通过采用固定的原子氧束流密度进行不同时间辐照试验,研究了温控涂层材料Kapton/Al薄膜的质量损失、光学性能、表面形貌和表面粗糙度的演化规律.试验结果表明,原子氧对材料的剥蚀量与原子氧的作用时间成正比例关系.材料辐照后太阳吸收率发生明显变化,而辐射率几乎不发生变化.辐照后试样表面的粗糙度,是影响太阳吸收率变化主要因素.随着辐照时间的增长,材料表面粗糙度增加,导致太阳吸收率增大.     

原子氧对航天器用有机热控涂层影响的研究

以在我国某型号卫星上应用的两种有机热控涂层——改进型S781铝灰漆和S956灰漆作为对象，首次就近地轨道原子氧环境对涂层性能（太阳吸收比αS和红外半球发射率εH）的影响进行实验研究。实验中采用同轴源原子氧装置，以近地轨道原子氧通量条件对涂层进行试验。结果表明，原子氧对涂层表面的侵蚀作用是造成涂层性能退化的主要原因，在相同的原子氧剂量下，涂层性能变化的程度与涂层组成成分的配比有关。     

航天器用Parylene-C涂覆材料空间辐照适用性研究

派瑞林（Parylene）薄膜主要用于功率电刷的三防，确保电功率的稳定传输。本文对两种规格（17和27 μm）Parylene薄膜的厚度、热性能、绝缘性能、在铍青铜上的附着性能以及耐空间辐照性进行了研究。结果表明：通过真空气相沉积法制备的Parylene-C涂覆材料厚度误差可控在2 μm内；膜层在铍青铜上的附着力等级为1级，薄膜热分解温度为453 ℃，两种厚度薄膜击穿电压分别为3.65 kV（17 μm）和5.27 kV（27 μm）；经2.5×10¹⁵ p/cm²质子辐照后，膜层外观均完好，附着性能、热性能、绝缘性能仍满足工程使用需求；经2.5×10¹⁶ e/cm²电子辐照后，膜层出现严重开裂、起皮现象。对电子辐照前后膜层的热性能、红外结构等进行了进一步的研究，分析了电子辐照后膜层的失效机理并获得了Parylene-C涂覆材料膜层耐空间电子辐照上限为1×10¹⁴ e/cm²。     

真空100 keV质子辐照对石墨膜热性能的影响

研究了25 μm石墨膜在能量100 keV最大注量2.5×10¹⁵ p/cm²的真空质子辐照条件下的微观结构和热性能，采用拉曼光谱（Raman spectrum）、X射线衍射（XRD）、X射线光电子能谱（XPS）进行微观结构分析，采用激光闪射法（LFA）进行热性能分析。石墨膜晶面间距为0.335 83 nm，石墨化度为95.0%。结果发现，质子辐照会导致石墨膜表层产生缺陷，片层间距增大，石墨化度降低，氧含量升高；随着质子辐照注量的增加，Raman光谱中D和G峰的积分面积比表明缺陷密度不断增加。25 μm石墨膜经过能量为100 keV注量为2.5×10¹⁵ p/cm²质子辐照后，石墨膜热扩散系数无明显变化。     

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。     

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。     

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.      

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。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

Interfacial Properties Modification of Carbon Fiber/ Polyarylacetylene Composites

This work was dedicated to performing surface oxidation and coating treatments on carbon fibers (CF) and investigating the changes of fiber surface properties after these treatments, including surface composition, relative volume of functional groups, and sur- face topography with X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) and atom force microscopy (AFM) technology. The results show that, after oxidation treatments, interfacial properties between CF and non-polar polyarylacetylene (PAA) resin are remarkably modified by removing weak surface layers and increasing fiber surface roughness. Coating treatment by high char phenolic resin solution after oxida- tion makes interface of CF/PAA composites to be upgraded and the interfacial properties further bettered.     

Thermal Stresses and Cracks During the Growth of Large-sized Sapphire with SAPMAC Method

本文利用有限元法对冷心放肩微量提拉法(SAPMAC)生长大尺寸蓝宝石单晶过程中的热应力进行了模拟计算,应用临界缺陷理论解释了裂纹的萌生与扩展机理。研究表明,晶体内的热应力主要与晶体生长速率,环境温度和结晶取向有关;较大热应力多出现在结晶界面,放肩、收尾以及直径急剧变化等位置;最大热应力总是出现在籽晶与新生晶体的界面附近。裂纹将在临界缺陷位置产生,并在应力作用下沿a或m面扩展。计算结果与实验结果基本吻合,通过晶体生长系统和生长工艺的改进,对晶体的开裂问题得到了有效的抑制。     

Optimization Design System for Composite Structures Based on Grid Technology

To solve the topology optimization of complicated multi-objective continuous/discrete design variables in aircmit structure design, a Parallel Pareto Genetic Algorithm （PPGA） is presented based on grid platform in this paper. In the algorithm, the commercial finite element analysis （FEA） software is integrated as the calculating tool for analyzing the objective functions and the filter of Pareto solution set based on weight information is introduced to deal with the relationships among all objectives. Grid technology is utilized in PPGA to realize the distributed computations and the user interface is developed to realize the job submission and job management locally/remotely. Taking the aero-elastic tailoring of a composite wing for optimization as an example, a set of Pareto solutions are obtained for the decision-maker. The numerical results show that the aileron reversal problem can be solved by adding the limited skin weight in this system. The algorithm can be used to solve complicated topology optimization for composite structures in engineering and the computation efficiency can be improved greatly by using the grid platform that aggregates numerous idle resources.