复合材料格栅圆柱结构优化设计

复合材料格栅圆柱结构是由连续纤维缠绕的斜向和环向肋组成的结构.介绍了一种轴压作用下复合材料格栅圆柱结构的设计方法,该模型是在满足格栅结构整体屈曲要求、斜向肋承受压缩强度要求以及2个交叉点间肋段的局部屈曲3个约束条件的情况下,通过引入格栅结构整体屈曲、局部屈曲及压缩强度安全系数,并经过对数学模型的变换处理,使得格栅结构的结构重量最小,得到格栅结构的设计参数.该方法在格栅结构的设计与优化中非常有效.     

纤维铺放工艺及设备

普通的纤维缠绕工艺及设备由于不能制造独特的或很复杂的结构而受到限制.因此研究了纤维铺放工艺来满足某些要求,如增减纤维、缠绕凹面、改变尺寸等.这一技术已证明需要的研制费用很大,结果只有两家公司有能力解决纤维铺放的大型复杂部件,他们是赫克力斯公司和锡奥科尔公司.赫克力斯公司是采用自已设计和制造的设备,而锡奥科尔公司使用的则是从 Milacron 公司(俄亥俄州辛辛那提)购买的.     

失谐大型天线结构的振动模态局部化研究

缠绕肋碟型星载天线属于典型的弱耦合周期结构,针对小量失谐的缠绕肋碟型星 载天线振动模态局部化现象进行了研究,建立了该类天线结构的动力学模型。利用该理论方 法进行动力学分析,建模简单,计算快捷。同时利用理论方法和ANSYS对算例结构进行了计 算,结果表明：小量的失谐即会导致结构产生明显的局部共振;且两种计算结果取得较好的 一致性,无量纲化频率误差小于3％。     

航天器可展SAR天线结构综述

论述了航天器径向肋式、缠绕肋式、构架式和环形桁架式四种抛物面可展SAR天线结构的研究现状,分析了四种抛物面可展SAR天线结构的特点,分别对航天器翼式、桁架式和薄膜式三种平面可展SAR天线结构进行了综述,指出了航天器可展SAR天线结构轻质、大收纳比和高精度的发展趋势,提出了航天器可展SAR天线实现展开高精度需攻克的关键技术,旨在为航天器可展SAR天线结构的创新发展提供参考。     

纤维缠绕/金属内衬复合材料气瓶应力分析

针对纤维缠绕/金属内衬复合材料气瓶结构复杂、参数多及设计分析困难等问题,提出了一种面向设计的纤维缠绕/金属内衬复合材料气瓶应力分析方法,并通过一个碳纤维缠绕/铝合金内衬柱形复合材料气瓶的应力分析,评估了分析方法的有效性.     

纤维缠绕壳体的应力平衡系数和圆筒缠绕角

讨论了纤维缠绕壳体应力平衡系数的定义.在封头与圆筒等强的条件下,给出了应力平衡系数的确定方法.得到了应力平衡系数k_s与圆筒缠绕角α的关系式.结果表明,应力平衡系数随圆筒缠绕角的减小而减小.只要k_s<1,则应力平衡系数的引入,将增加圆筒的质量.为此,适当增大圆筒缠绕角,既能使封头得以加强,又能减小圆筒质量的增加.     

复合材料格栅结构屈曲特性分析

复合材料格栅结构是由连续纤维缠绕的斜向及环向肋和蒙皮组成的结构.基于Mindlin一阶剪切变形理论下的层合板和层合梁单元,模拟格栅结构的蒙皮和肋骨,通过空间坐标变换和利用蒙皮和肋骨的几何连续条件,获得了复合材料格栅结构的单元切线刚度阵,并给出了复合材料格栅结构的屈曲有限元数值模拟方法.通过对设计状态的复合材料格栅结构的计算分析,并与实际轴压试验结果比对,,证明该计算方法可行,能够满足结构屈曲特性分析的要求.     

复合材料格栅适配器优化设计

首先,对运载火箭复合材料截锥形格栅适配器的质量目标函数与其几何构型及尺寸间的关系进行了研究。在此基础上,给出了舱壁厚度、斜向肋与环向肋宽度、斜向肋与环向肋数量及斜向肋倾斜角度等6个基本设计变量。在斜向肋数量给定的前提下,通过探寻无环向肋适配器优化质量随斜向肋倾斜角度的变化规律,并进一步将该变化规律与斜向肋间的交叉点数相结合,总结出一种简捷、有效的格栅适配器的优化设计方法。在同现有的某型号运载火箭复合材料薄壁结构适配器的对比中发现,在相同设计要求下,复合材料格栅适配器质量降低约30%,证实了该结构的高效及实用。     

纤维缠绕封头结构的一般性方程及其解

本文在壳体理论和均衡型网络分析的基础上,建立了纤维缠绕结构封头问题的一般性整化方程,可以用来求解封头曲面形状,纤维缠绕角和壳体厚度、纤维应力和应变、封头位移值、容积及其改变率、纱线长度和滑移系数等。对于等张力封头,给出了解析解;对于平面缠绕封头,用Rung-Kutta方法和Simpson方法给出了数值解,从而实现了表格化。     

近程无线电遥测在振动应力测量中的应用

这篇文章叙述了我们研制的 PPM-AM 制多路无线电遥测仪。它是用来同时测量高速旋转的燃气轮机叶轮、叶片上不同位置所受的振动应力。这种遥测仪是属“近程无线电遥测”。“近程无线电遥测”技术是一种在机械工业中测量旋转及运动零部件应变、振动、温度等参量的先进测试手段。本文在叙述了这种无线电遥测仪工作原理和结构之后,又对它在燃气轮、机叶轮、叶片振动应力测量中的一些问题作了深入的探讨。     

中国航天科工集团事业部制改革浅评

事业部制结构又称M型结构或多部门结构，也有人称其为多分支公司结构。它是现代大型企业常见的一种组织结构模式。在这种结构中，各事业部(或分支公司)通常是半自主的利润中心，企业往往以产品、服务、区域、客户或商标为依据，将相关的研发、采购、生产、销售等职能部门结合成相对独立的单位即事业部，实行集中决策指导下的分散经营，其显著特征是集权与分权的有机结合。     

一种Ka频段波导三路功分器设计

利用波导E-T结构,将二路等功率分配器与二路不等功率分配器级联,构成一种毫米波三路等功率分配器。完成该结构的仿真设计和测试,结果显示,在34～36GHz频带内,其净插入损耗优于0.33dB,回波损耗小于-18dB。     

动态

美国Amfuel复合材料公司的纤维缠绕工艺 Amfuel公司用5向缠绕机,在可冲刷的芯模上缠绕碳/环氧火箭发动机壳体。该缠绕机的线型编织软件是操作的关键,例如制造有整体缠绕喷管的小火箭发动机壳体,若两端回转环的直径稍有偏差,就会在螺旋线型中产生不稳定的纤维线路.要改正这一点需要30次迭代.采用线型编织软件后只需一天就     

数控缠绕机的缠绕原理及丝嘴运动轨迹分析

数控缠绕机的基本缠绕原理是将芯模的角位移量和小车的线位移量都变换为电数字量控制机床运转。筒形件的基本缠绕规律是等螺距、等螺旋角,称为线性缠绕。封头缠绕时缠绕角随封头半径位置的变化而变化,芯模转过相同角度时小车的位移量是不同的,称为非线性缠绕。缠绕角和切点数等工艺参数已给出相应的表达式。在非线性缠绕中丝嘴随芯模转动时的运动轨迹是一条非线性曲线,已建立了推导方法,给出相应的公式并进一步论述了四种缠绕约束方程对缠绕工艺的影响,为编制缠绕程序提供数学依据。     

电子对抗中的隐身和反隐身技术

隐身技术属于无源干扰,是有效的抗雷达技术手段.目前应用最广的是“反雷达信号隐身”.实现反雷达隐身的途径有三种:(1) 改变飞机机身结构与外型;(2) 在飞行器外表面涂敷雷达电磁波吸收材料;(3) 用高强度、低比重的复合材料制作飞行器结构部件.随着隐身技术的发展,各种反隐身技术也应运而生.采用脉冲压缩技术、多波段雷达或频率捷变技术、降低噪声,以及采用其他一些非电子反隐身技术,都能有效地提高雷达效能.     

YCS-1B 数字化遥测系统

一、系统的组成及工作原理YCS—1B 数字化遥测系统由弹上遥测头和地面站两大部分组成。弹上遥测头包括Y—1A、YT—5B、YT—1A、YT—4等四种。其中 Y—1A 遥测头由 YHIS—Ⅰ(64路副交换予),YHIS—Ⅱ(3路副交换子),YHIS—Ⅲ(16路副交换子),YHIS—Ⅳ(32路低电平交换子),YT_2S—01编码交换子组合,YFIS 发射机等组成(见图1)     

基于ABAQUS的固体火箭发动机复合材料壳体快速化建模方法及验证分析

提出了一种基于ABAQUS的固体火箭发动机复合材料壳体快速化建模方法.通过编写PYTHON脚本程序,实现将缠绕软件生成的信息文件进行数据处理,导入ABAQUS中参数化生成有限元模型的建模功能.通过数值分析中的B样条函数法对缠绕软件导出的波动数据进行光滑处理,并分析其在压力载荷工况下的力学性能变化.使用干法预浸带缠绕壳体...     

凯夫拉49复合材料缠绕孔眼的特性

用试验方法研究了凯夫拉49复合材料“缠绕孔眼”的强度。由于制作部件时绕在可拆卸销钉上的纤维是连续的,故这样形成的孔眼的强度显著超过钻削孔眼的强度。己研制成功一种模拟纤维缠绕孔眼的纤维缠绕环形试样,并用它来研究绕孔的强度。对厚度为0.04至0.25英寸和销钉直径为0.300至0.480英寸的试样均进行了试验。试验结果表明:试样极限强度明显受销钉形状、尺寸的影响。用有头销钉作试验,其承载极限应力达90000磅/英寸~2以上。基于这些试验结果的设计数据已被确认,并与采用缠绕孔眼作结构连接的小直径(2.7英寸和6.9英寸)纤维缠绕火箭发动机壳体的孔眼强度试验进行了比较。其相关程度是发动机壳体直径的函数,直径较小,则一致程度较高。     

热塑性树脂纤维缠绕成型工艺

热塑性树脂具有良好的力学性能和电性能它的耐热性和韧性明显优于环氧树脂等热固性树脂,具有很广的应用前途,纤维缠绕原地固结工艺是最适于热塑性树脂纤维缠绕的一种复合材料成型工艺,它无需在固化炉或热压罐中固结,在性能和成本上均有较大优点,本文介绍了热塑性树脂的热熔浸渍、混编浸渍、纤维缠绕原地固结工艺和发展情况。     

均匀金属微滴打印大高径比金属针肋及其形貌预测

散热器是航天器热控系统的核心部件,采用金属微针肋阵列结构的散热器具有优良性能,能够极大提升散热效率。但微小金属针肋结构有大长径比、弱刚度的特点,切削或铸造等传统成形方法存在切削受力变形、难以填充型腔或脱模等不利因素,使得微针肋阵列高径比受到制约。本文提出均匀金属微滴3D打印直接成形大高径比金属微针肋方法,研究了基板温度、液滴沉积温度与液滴最终形貌的关系,建立了沉积液滴形貌以及微针肋轮廓预测模型,实现了针肋形貌的预测。在相应参数下以锡铅合金为材料进行了微滴打印试验,打印出直径为394μm、高径比超过100的金属微针肋,为将来航天器用高效微针肋散热器的3D打印新途径奠定了基础。