空气中一甲肼监测的固体吸附/分光光度法

研究了用固体吸附和分光光度监测空气中一甲肼浓度的方法，试验了标准气、采样管、比色酸度范围、温度、光强和干扰气对测试结果的影响。结果表明：以研制成的固体采样管富集采样，用对二甲氨基苯甲醛作显色剂，在470nm波长，2cm光径的比色皿，采集100L气样时，方法最低检出浓度为0．0031mg／m3，平均变异系数0．036，平均相对误差5．5％，测量范围为0．010mg／m3～2．50mg／m3。     

纳米结构铜铬氧化物的制备及在推进剂中的催化作用

为探索纳米催化剂的分散技术，设计并制备了由惰性组分和纳米颗粒铜铬氧化物（CC）组成的一种纳米结构催化剂（ns-CC）。研究了铜铬氧化物前驱体铬酸铜铵（CAC）的热解条件对纳米结构催化剂中CC晶粒尺寸的影响。XRD分析结合TEM观察表明升温速率增大，粒径变小，但保温时间在一定范围内对晶粒的影响不明显。ns-CC对AP催化热分解结果显示加入少量的ns—CC使AP的高温分解峰温提前95℃，且大幅增加AP的表观放热量。在RDX／AP／Al／HTPB推进剂中，添加0．5％的ns—CC和普通CC时，6MPa下燃速由基础配方的6．31mm/s分别提高到8．82和8．69mm／s，4～10MPa范围内压力指数由基础配方的0．35分别升高到0．38和0．49。初步研究表明，ns-CC是一种具有较大潜力的值得深入研究的推进剂燃烧催化剂。     

爆震波点火器管路传播过程数值模拟

为了进一步研究液体火箭发动机爆震波点火器的工作过程，结合实际试验发动机用爆震波点火器的工作条件，在混合比为3，初始氢氧混气压力为0．1MPa情况下，采用常用的两步显式MacCormak差分格式和有限速率化学反应动力模型，对爆震波点火器管路中爆震波的传播过程进行了数值模拟，研究了爆震波形成后在一维管路中传播特性及性能参数。从数值模拟结果来看，稳定传播的爆震波温度可达3500K，压力达到2MPa，其传播速度可达3430m／s，从爆震波形成到其传播到2m距离的出口，用时不到0．6ms。并与试验结果进行了对比分析，数值模拟结果和试验结果符合很好，为爆震波点火器的工程设计提供了理论依据。     

燃烧室热力模化分析

以燃烧室四热量平衡方程为热力模化分析和壁温计算模型，得到了较实用的模拟准则。用几种模拟压力下的计算壁温对设计点壁温的偏差考察了准则的可靠性。热力模拟准则与压力1．0次方或1．15次方燃烧效率准则相近，与1．75次方效率准则差别较大。热力准则在0．3倍设计压力以上的压力范围具有较高的模拟准确率。压力低于1MPa时，模拟壁温应作增加5％以上修正。     

三组元发动机燃烧稳定性试验

设计了气氢／液氧／煤油三组元双工况模型发动机，对不同燃烧室压力、燃料比例，喷注器的结构，燃烧室长度，混合比条件下的高频燃烧稳定性进行了试验，试验中观察到低频和高频自激燃烧不稳定，有限的试验表明，较大的缩进比和较小的旋流数有利于燃烧稳定，提高燃料中氢气的比例＞10％时，有利于燃烧稳定；但氢气对烃氧燃烧稳定性的提高不是绝对的，氢气在燃料中的比例达39％时，燃烧室内仍存在压力为0．13MPa的压力脉动。     

磺化Resol-Novalak共聚酚醛树脂热解特征的TG-MS研究

合成了一种合磺酸基的热固性Resol—Novalak共聚酚醛树脂(C——PF／SPF)。TG—MS(热失重—质谱)的研究结果表明，C—PF／SPF在低于350℃时，主要发生与磺酸基相关的热分解井退出SO2等产物；在450℃—820℃范围，只观察到CO2(m／z＝44)、C0(m／z＝28)和H20(m／z＝18)等产物及其碎片；在110℃—820℃的测试温度范围未检测到与主链断裂有关的酚类热解产物，显示出优越的热稳定性；这是由于部分磺酸基中的硫在热处理过程中与酚醛树脂的芳环发生交联，从而大大增加了C——PF／SPF的热稳定性。基于TG—MS结果的理论计算表明，C——PF／SPF经350℃热处理后的理论残碳率可达80％，是一种具有应用前景的C／C复合材料用基体前驱体。     

国外传感器技术的现状

国外传感器目前的技术性能已达较高水平，主要表现在以下几方面：1．精度高、测量范围宽。如压力传感器，其精度一般达0．05％～0．1％，有的达0．of％。美国PSI公司的PS型标准数字压力传感器的精度最高、重复性为0．005％，滞后0．001％，温度误差0．0002％。压力传感器的测压范围从0.01PSi到10000PSi。温度传感器的工作温度最低可到-196℃，最高可达1400℃。2．小型化、系列化。标准化．如美国Entron公司的量程为2～500PSi的产品，直径仅为1．27mm。传感器多为系列化产品。3．可靠性高、稳定性好。可靠性数据比较完整齐备，敏感元件…     

液压系统中安全阀的关闭压力修正

0 前言 中、高压安全阀用于液压系统中，起保护系统不受中、高压破坏的作用。当系统工作的压力变化，超过系统工作值时，将要影响系统正常工作，中、高压安全阀就及时打开，泄流降压，使系统能正常工作，技术条件要求：中压关闭压力应在流量Q=0．1L／min时对应的压力值为不小于15Mpa：高压关闭压力应在流量Q=0．2L／min时对应的压力值为不小于24Mpa；若关闭压力偏小即关不死将直接影响到系统正常工作。（见图1）     

太阳风磁帆推进性能数值研究

利用考虑行星际磁场作用的磁流体动力学模型，建立了磁帆三维数值模拟方法，对计算方法的可靠性进行了验证，发现了线圈尾部的磁重联现象，研究了太阳风来流速度、等离子体离子数密度以及攻角对磁帆推进性能的影响。得出以下结论：不同速度、不同离子数密度的太阳风主要通过改变z方向电流的大小改变洛伦兹力，进而影响磁帆的推进性能：太阳风离子数密度恒定时，随着来流速度由30 km/s逐渐增大至75 km/s,z方向电流最大值由4 205 A/m²增至14 709 A/m²，磁帆所受推力由3.39 N增至13.40 N；太阳风来流速度恒定时，随着离子数密度由1.8×10¹⁹ m^-3增大至4.5×10¹⁹ m^-3,z方向电流最大值由6 039 A/m²增至10 585 A/m²，磁帆所受推力由6.62 N增至12.27 N。磁帆攻角变化，主要通过磁场构型的变化影响磁帆推进性能：攻角为0°和90°时的磁层半径分别为0.14 m和0.18 m，...     

磷酸铝系透波复合材料的力学性能与介电性能研究

研究了高硅氧增强磷酸铝系复合材料的力学性能及P／Al摩尔比、成型压力和测试频率对其介电性能的影响。结果表明：当P／Al摩尔比等于1时，材料的力学性能最佳，其弯曲强度达到107MPa；当P／Al摩尔比小于1．1，使用频率在3MHz以上时，材料体系具有良好的介电性能，介电常数小于4．1，介电损耗小于0．03；提高成型压力将使介电常数略微上升；介电性能的频率特性表明极化弛豫普适关系适用于这一材料体系。     

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。     

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.     

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。