航空橡胶密封件力学与密封性能检测技术

介绍了航空橡胶密封件的力学、泄漏、损伤、接触变形等特性的无损检测技术及应用情况。其中,橡胶密封件泄漏压差测量方法,用于获得不同压差下的气体泄漏率;橡胶密封件接触应力超声检测技术,实现了橡胶密封接触应力的准确测量;橡胶密封件损伤与泄漏的红外热成像测试技术,可以得到泄漏点的定位与泄漏量的精确测量;橡胶密封件接触变形数字图像相关技术,获得了织物接触界面变形场与应力场的演化规律等。同时,对航空橡胶密封件的非接触测量技术进行了展望。     

舱门橡胶密封件压缩行为的有限元模拟

基于非线性不可压缩的Mooney-Rivlin本构理论,建立Ω型舱门橡胶密封件的有限元模型.根据上述有限元模型,分析了密封件在对称的平面下压位移荷载和均布线荷载作用下的变形和应力分布规律.最后,模拟了方向非对称和位置非对称载荷作用下密封件的受力与变形情况,得出了非对称因素对密封件受力的影响规律,并确定了纤维织物对密封件力学性能的影响.     

橡胶密封件在高压气态下的“卸爆”效应

介绍了国内外对橡胶密封件在高压气态介质中的工作原理和"卸爆"效应的研究情况,指出"卸爆"效应对橡胶密封件造成不可恢复的缺陷,因而橡胶密封件在高压气体的使用环境中应正确设计,并匹配合理的橡胶材料,避免"卸爆"现象的发生,提高其可靠性.     

羧基亚硝基氟橡胶的性能及应用

全面介绍了羧基亚硝基氟橡胶7113硫化胶的力学性能、耐高低温性能、耐四氧化二氮(N2O4)介质性能、耐老化性能及其密封件的应用试验结果和贮存寿命,并将其与羧基亚硝基氟橡胶7104和氟醚橡胶7110硫化胶的性能进行了比较分析.7113硫化胶具有优异的耐N2O4介质性能和良好的耐高低温性能,其耐介质、耐老化和成型工艺性能均在7104基础上有所提高.7113密封件通过了-40℃、常温和250℃的密封模拟实验、N2O4介质浸泡6个月密封模拟试验和加速老化试验等考核,可以作为耐N2O4介质的密封材料使用.     

密封装置的缺陷和故障

密封件是许多机械、仪器和仪表必不可少的元件。橡胶工业制品作为密封件业已获得广泛应用。密封件的使用性能在很大程度上决定了部件及装置的可靠性,限制了产品的使用期及寿命。尽管密封件的耐久性已有提高,它们     

橡胶密封件在航天器件上的应用与发展

橡胶密封件在航天器件上的应用与发展，通过对航天器件几个关键部件的密封件应用剖析，可看出我国的橡胶工业对特种胶研究有一定的局限性，尚未与航天工业达到同步，还存在一定的时间差，由此，不难看出要使我们宇航有一个新的突破，特种橡胶的发展也应有一个新的飞跃。     

航空发动机用特种金属橡胶构件的应用研究

通过金属橡胶与普通橡胶的比较，介绍了金属橡胶的优越性。金属橡胶以聚四氟乙烯或铜做包皮组合构成的密封件，是特种工况下橡胶密封件的最佳替代产品。针对航空航天的需求，研制开发了几种适合于空间环境用金属橡胶隔振器及金属橡胶密封构件，并进行了相应的实验研究及性能分析。研究结果对金属橡胶构件的进一步推广应用具有重要意义。     

28MPa压力级别O型密封圈主要设计参数分析

飞机液压系统依靠被密封的工作介质来传递力和速度,因此,系统密封性的好坏直接影响系统的效率和工作性能,严重时将导致系统不能工作。O型密封圈由于具有优越的密封性能、密封结构简单和拆装方便等优点,被广泛应用于液压系统密封装置中。O型密封圈的参数设计对密封装置的有效密封起到关键性作用。现行有效的HB/Z4-1995适用于21 MPa压力体制液压系统密封结构及密封件设计,以1S243和1S384为基础,对28 MPa压力体制液压系统密封结构及密封件的压缩率、拉伸率等主要参数进行计算,并给出推荐参数选择范围,可以给28 MPa压力体制液压系统密封结构及密封件设计提供依据。     

密封结构中超弹性接触问题的有限元分析方法

给出了不可压缩超弹性橡胶密封材料轴对称大变形的分析计算方法,利用基于接触面的罚单元算法,采用有限元分析方法对固体发动机密封结构进行了计算,对密封界面上的接触压应力分布规律进行了研究,为橡胶密封件的设计计算提供了一条新途径。     

液压系统橡胶密封件的失效典型案例分析

从橡胶密封件的密封原理出发,分析了由于密封结构形式选择不当、结构设计不合理和密封材料使用不当造成的密封失效案例.结果表明,液压系统的密封失效原因是复杂的,需结合设计和材料,才能解决各种密封失效问题,提高橡胶密封的可靠性.     

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。     

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.     

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.      

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。     

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。