C／C复合材料界面及其对性能的影响

本研究考察了两种不同表面状态的粘胶基碳布，以碳粉／酚醛为基体前驱体，经热压固化、碳化工艺制得的Ｃ／Ｃ复合材料层压板，并通过扫描电子显微镜（ＳＥＭ）的观察，分析了不同纤维表面状态与材料界面、性能和结构的关系。     

金属基高功率CO2激光沉积超硬Si3N4膜层性能研究

本文采用高功率ＣＯ２激光在金属基材汽相沉积出厚度－３０μｍ标准化学计量配比、平均硬度达２２００ＨＫ的ａ－Ｓｉ３Ｎ４膜层，与基材有良好的结合界面，实验分析表明所沉积膜具有超硬和良好的耐磨抗蚀等性能。     

一种快速制备C/C材料方法的探索研究

介绍了一种新的Ｃ／Ｃ材料制备方法－－快速化学液气相渗透致密法。利用该技术,采用碳毡作预制体,以两种液态低分子有机物作碳源前驱体沉积时间在３ｈ内,沉积温度在９００℃￣１１００℃范围内可获得密度达１．７４ｇ／ｃｍ＾３的Ｃ／Ｃ材料。碳纤维表面最大沉积速率可达６４μｍ／ｈ,比传统的等温ＣＶＩ沉积速率（０．１μｍ／ｈ￣０．２５μｍ／ｈ）提高了２００倍以上,并初步分析了该技术快速致密多孔预制体的机理。     

30CrMnSiNi2A钢表面Cr和Si扩散涂层的抗蚀性

用原位化学气相沉积方法同时沉积铬和硅于３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ钢上的研究已获成功。试验表明，理想涂层的试样在自来水、０．５％ＮａＣｌ水溶液和０．５ＭＨ２ＳＯ４溶液中都显示了优良的抗蚀性。得到的涂层厚１６０～２００μｍ，表面成分达到２６％～３４％Ｃｒ、约４％的Ｓｉ（ｗｔ％）。该涂层是用９０Ｃｒ－１０Ｓｉ（ｗｔ％）、中间合金、活化剂（９５．５ＮａＦ＋４．５ＮａＣｌ）（ｗｔ％）和填充料（ＳｉＯ２）在一定温度下保持若干小时得到的。     

（Ti,Al）N／W6Mo5Cr4V2膜基界面结构的透射电镜研究

在Ｗ＿６Ｍｏ＿５Ｃｒ＿４Ｖ＿２型高速钢表面沉积了新型（Ｔｉ，Ａｌ）Ｎ涂层，用透射电镜研究了（Ｔｉ，Ａｌ）Ｎ／Ｗ＿６Ｍｏ＿５Ｃｒ＿４Ｖ＿２膜基界面区结构。结果表明，其界面区有一过渡层，由α－Ｔｉ和ＦｅＴｉ相组成，且与基体之间有一定的位向关系。     

不锈钢上的铬硅原位化学气相沉积

用原位化学气相沉积方法在不锈钢上同时沉积铬硅扩散涂层已获得成功，涂层表面约含２７％铬和４％硅，试验钢渗层厚度分别达到１３０μｍ和２００μｍ。渗后试样在１ＮＨ２ＳＯ４溶液中有很好的耐蚀性，在３．５％ＮａＣｌ水溶液中的点蚀电位得到提高，抗氧化性也有明显提高。     

钕化物颗粒增强钛基复合材料的组织和性能

研究了原位生成的钕化物颗粒增强Ｔｉ－６Ａｌ－４．５Ｓｎ－３．５Ｚｒ－０．５Ｍｏ－０．７Ｎｂ－０．３５Ｓｉ－０．０６Ｃ（ｗｔ％）复合材料的组织和性能。颗粒呈球形或椭球形，平均颗粒粒度为～７μｍ，间距为～４０μｍ。颗粒在基体上均匀分布，它的微观结构由非常细小、结构复杂的多晶体组成，主要含有钕、锡和氧元素。测试了复合材料的室温拉伸、高温拉伸、高温持久和蠕变等力学性能。经１０６５℃／０．５ｈ／ＦＡＣ＋１０００℃／１ｈ／ＡＣ＋７００℃／４ｈ／ＡＣ热处理后，材料具有较好的力学性能。拉伸和持久断口均属于典型延性断裂。一些颗粒的内部存在裂纹，未发现裂纹由颗粒向基体传播。     

双合金热等静压复合工艺研究

主要探索采用双合金热等静压扩散连接工艺实现高温合金粉末和ＤＤ３单晶合金间可靠连接的可行性。研究内容包括热等静压（ＨＩＰ）扩散连接温度及热处理对ＦＧＨ９５—ＤＤ３复合界面的成分扩散、界面组织以及叶片材料本身组织性能的影响。研究表明，通过合理的工艺选择与改进，可以在保证对偶材料性能满足要求的前提下实现界面的良好扩散与结合。     

组合磁环加工工艺改进

组合磁环（图１）是动力调谐陀螺中的重要零件，用环氧树脂胶（Ｓ５－１０）把６块扇形磁钢粘在１个导磁杯里组合而成。扇形磁钢的材料是稀土永磁合金Ｒ２Ｃｏ１７（２∶１７型），最大磁能积可达２４０ｋＪ／ｍ３左右，为铝镍钴系永磁钢的２．５～６倍，为铁氧体的６～１...     

MCrAlX包覆型高温防护涂层

新型ＭＣｒＡｌＸ包覆型涂层是国外７０年代发展的第三代高温防护涂层。以ＧＨ２２０合金为基材，采用磁控溅射沉积ＭＣｒＡｌＸ涂层，并通过对涂层的成分及其复合结构、梯度系统优选试验，获得了Ｎｉ－２０Ｃｏ－１８Ｃｒ－１２．５－０．６Ｙ－Ｓｉ－Ｈｆ／Ａｌ梯度涂层，该涂层的抗氧化性，抗腐蚀性、塑性与脆性得到合理统一，表现出优异的高温防护性能。     

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。     

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。     

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.     

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.     

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。     

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.      

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。     

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。