RTM 用R602 树脂性能及工艺

　研制开发出了一种低黏度、高活性、高性能的室温RTM 成型用树脂体系———R602,其凝胶温度

为105℃,固化温度125℃,后处理温度175℃,Tg 为178℃;该树脂体系室温黏度较低,适用期在50 h 以上;固

化产物和复合材料具有优异的综合力学和抗吸水性能,树脂的拉伸强度为97. 2 MPa,断裂延伸率为4. 12%,弯

曲强度为162. 6 MPa。SEM 结果显示R602 树脂体系对纤维具有很好的浸润性。

     

硅氮烷改性含硅芳炔树脂及其复合材料的性能

采用胺解法合成了二(3-乙炔基苯胺) -二甲基硅烷(SZ),并与含硅芳炔(PSA)树脂熔融共混制

备了PSA/ SZ。利用一系列测试手段考察了PSA/ SZ 树脂的流变行为、固化反应、热稳定性、弯曲、介电性能以

及石英布增强PSA/ SZ 复合材料的力学性能。结果表明,硅氮烷SZ 的加入有效降低了PSA/ SZ 树脂的黏度,

PSA/ SZ 浇铸体的弯曲强度提高了62. 7%,石英纤维增强PSA/ SZ 复合材料的弯曲和层剪强度分别提高了

18． 7%和60. 4%。

     

高温热管与高导热石墨烧蚀传热性能

利用石英灯辐射加热器和电弧风洞耦合加热模拟高超声速飞行器驻点高温区的加热环境,对一

种内部为高温热管和一种内部为高导热石墨的简单球柱形套装样件进行了加热试验。利用非接触红外测温装

置对样件表面的温度进行了测量,通过与内部为C/ C 材料制成的对比样件的试验结果分析,发现高温热管和

高导热石墨均能够有效地将样件驻点高温区热量传导到柱身低温区,其中高温热管样件驻点温度降低9. 5%,

柱身温度升高14. 6%;高导热石墨驻点温度降低14. 4%,柱身温度升高11. 4%,显示两种材料均具有良好的热

疏导效果。

     

背面喷涂高辐射涂层的发动机防热材料电弧加热试验模拟方法

采用等离子电弧加热器双模型矩形湍流导管试验技术模拟了发动机内流热环境,对背面喷涂了

高辐射涂层的发动机防热材料进行了热防护性能考核。利用改进的试验件安装方法,在防热材料的背面提供

了开敞式的常温环境,使防热材料的高温背面能够对周围常温环境辐射散热,模拟了防热材料背面的换热环

境。采用K 型热电偶和单色红外测温仪测量了防热材料背面高辐射涂层的温度。根据以上两种不同测温方

式测量的温度曲线,得到了该背面喷涂的高辐射涂层材料的光谱发射率随温度的变化曲线。试验结果表明:背

面喷涂了高辐射涂层的材料背面温度比材料背面没有涂层的低了81. 1 K;当温度在1 103 ~1 153 K 时,该高辐

射涂层材料的光谱发射率着姿(姿=1. 6 滋m)为0. 89 ~0. 77,随温度升高,着姿呈下降趋势。

     

多孔氮化硅高温氧化特性分析

采用TG-DSC、XRD、SEM、ICP 等分析手段,对某一典型多孔氮化硅样品进行4 个不同温度点的

静态和微动态连续氧化试验,最高氧化温度为1 400℃。结果表明:多孔氮化硅在0. 1 MPa 静态空气气氛下,

800℃之前,氧化反应非常微弱,800℃以上可见明显的氧化反应,1 000℃以上氧化反应加剧,增重速率加快,并

优先发生在表面与外部孔壁处,之后再发生在样品的内部孔隙处,氧化反应受界面处的化学动力学控制,以被

动氧化为主,主要生成物是SiO2,属吸热反应。当生成的SiO2 将氮化硅表面和孔壁处覆盖时,在其界面处,随

着温度的进一步升高或时间的延长,会生成Si2N2O,且需要注意防范样品可能出现脆性断裂情况。此外,同等

温度下,动态氧化气氛将加速氮化硅的氧化,特别是多孔和粉末状样品。

     

刚性短切碳纤维预制体和酚醛浸渍碳烧蚀体的制备及性能杨

以短切碳纤维、热固性酚醛树脂为原料,经真空成型得到短切碳纤维预制体(Fiberform),再以Fi鄄

berform 为骨架、酚醛树脂溶液为浸渍液,经反应干燥得到酚醛浸渍碳烧蚀体( PICA)。结果表明:Fiberform 具

有明显的各向异性,当Fiberform 的密度由0. 13 g/ cm3增大到0. 18 g/ m3 时,其纵向压缩强度由0. 10 MPa 增大

到0. 39 MPa,横向压缩强度由0. 33 MPa 增大到0. 79 MPa。PICA 具有酚醛气凝胶/ 碳纤维复合型结构,其密度

可以通过控制酚醛树脂溶液浓度来调节。当PICA 的密度由0. 27 g/ cm3增大到0. 43 g/ cm3,其纵向压缩强度由

0. 45 MPa 增大到2. 42 MPa,横向压缩强度由1. 36 MPa 增大到3. 12 MPa。PICA 的隔热性能与Fiberform 相近,

其纵向和横向热导率分别为0. 08 和0. 11 W/ (m·K)。

     

碳纤维在石墨化处理过程中的sp2 结构转变

利用激光拉曼光谱的方法,研究了国产PAN 基碳纤维CCF300 在石墨化过程中碳化学结构的变

化规律。通过对散射谱图进行分峰分析,根据不同振动峰的归属,提出了sp2结构转化度琢,即

IG

IG +IC

这一表征纤

维由碳纤维向石墨材料转变进程的结构参数。结果表明:随着处理温度的不断升高,纤维中的无序碳结构逐渐

减少,在1 700益之前sp3杂化向sp2杂化结构转变的速率较快;在1 700益之后,转变速率明显变慢,逐步形成了

最终石墨纤维的规整六元环结构基础。

     

水气吸附法评定树脂残碳密实度

通过水气吸附法研究了树脂残碳的密实度,以S-157 酚醛树脂、Q-913 酚醛树脂、硼酚醛环氧树脂体系

等6 种树脂为例进行说明,把6 种固化树脂粉体在氮气气氛中热解成碳,把残碳移入控制温湿度的实验环境内放置,

采用高精度的天平称量残碳不同时刻的质量变化,经过约200 min 的残碳吸附过程分析,获得残碳吸附空气中的水气

达到平衡后,树脂残碳在控制温湿度的环境条件下质量变化率与时间的关系,通过比较残碳的增重对其密实度进行

评定。采用扫描电子显微镜对残碳表面进行观察验证。结果表明:水气吸附能力可反映树脂残碳的密实度,在规定

温湿度环境内吸附平衡时,水气吸附量为残碳密实度的评定依据。

     

含锆沥青热解缩聚行为研究

利用TG/ DTG 方法对含锆沥青热解缩聚行为进行研究,并与基础沥青进行对比。结果表明:含

锆沥青与基础沥青热解反应特征相似,但比基础沥青热分解起始温度高,黏度大;随着升温速率的提高,含锆沥

青起始和终止的分解温度升高,DTG 峰形变尖锐,峰位向高温方向移动;含锆沥青与基础沥青表观活化能相

当,表明在现有锆含量下,含锆沥青的反应活性与基础沥青相比没有明显变化。

     

不同机织结构碳布针刺后拉伸性能

针刺后碳布拉伸强力的大小决定了针刺预制体的性能,研究针刺后碳布拉伸强力可以为针刺工艺

参数优化、提高预制体性能提供重要参考。本文研究了不同机织结构碳布针刺前、后的拉伸性能及影响拉伸强力

的主要因素。在3K 平纹碳布、3K 斜纹碳布及3K 缎纹碳布中,3K 斜纹碳布具有较高的拉伸强力、较大的拉伸强

力保留率,针刺工艺性最好。在一定的针刺工艺下,碳布各层拉伸强力可以用函数y = A1 伊e-x / t1 + y0 来模拟,其中

A1、t1、y0为常数。针刺密度是影响针刺后碳布拉伸强力及强力保留率的主要因素,最终针刺密度决定了针刺后碳

布拉伸强力的大小。3K 斜纹碳布在针刺密度为26 针/ cm2 时,经、纬向的拉伸强力与未针刺时相比分别下降了

42.0%和49.1%;当针刺密度为32 针/ cm2时,其经、纬向拉伸强力则分别下降了71.4%和78郾8%。

     

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.     

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。     

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H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

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。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。