高强度中间相沥青基泡沫碳的制备及性能

以中间相沥青为原料,通过加入中间相碳微球和溶剂抽提两种方法对中间相沥青进行改性,实现了对中间相沥青基泡沫碳的微观结构的调控,对两种方法进行了对比讨论.结果表明,改性后沥青制备的泡沫碳的裂纹数量较少,长度较短,并且泡沫碳的孔径较小;加入55%中间相碳微球的沥青制备的泡沫碳的炭化(1573 K)后的压缩强度高达26.2 MPa,在2 873 K石墨化后强度达到17.7 MPa,热导率为41.4 W/(m·K).利用甲苯抽提后的沥青得到的泡沫碳在炭化(1 573 K)后强度高达30.0 MPa,在2 873 K石墨化后强度达到9 MPa,热导率达到80 W/(m·K).     

炭化压力对沥青成焦组织和形貌的影响

 将中间相沥青和普通沥青在不同压力下进行炭化,分析两种沥青在不同压力下的成焦偏光组织和扫描形貌。结果表明,两种沥青炭化后的组织随压力的不同而不同。中间相沥青焦低压时以小域组织为主,高压时以广域组织和流线型组织为主。普通沥青焦在低压时以针状细流线组织为主,高压时以镶嵌型组织和小域组织为主。扫描分析表明,两种沥青炭随炭化压力的增大,气孔逐渐由孔径大小不均的大孔变为孔径较均一的小孔。在相同的炭化压力40MPa下,中间相沥青焦以层片状结构为主,而普通沥青焦以层片状和"葡萄"状结构为主。     

最终热处理对炭／炭复合材料摩擦磨损性能的影响

对同一种炭/炭复合材料,经过不同温度最终热处理后的微观结构、石墨化度、导热系数和摩擦磨损性能进行了对比研究。试验表明:随着最终热处理温度的提高,易石墨化的热解炭偏振光下光学活性增强,而难石墨化的热解炭微观结构几乎没有变化;炭/炭复合材料的晶粒逐渐长大,层面间距缩小,石墨化度有较大提高;平行纤维方向的导热系数和垂直纤维方向的导热系数均有上升。另外,试验表明:随着热处理温度的提高,炭/炭复合材料的摩擦表面逐渐形成薄而致密的自润滑膜,摩擦系数在经过一个峰值后趋于平稳状态,磨损量下降明显。在1800℃热处理的材料的失重主要是由于氧化造成的,说明1800℃的热处理温度过低,对炭/炭复合材料的各项性能无影响。     

沥青族组分对C/C复合材料热物理性能的影响

以整体碳毡为预制体、两种族组分不同煤沥青为前驱体,采用常压、高压相结合的液相浸渍/炭化技术制备C/C复合材料.研究了复合材料在200～2000℃的热物理性能.结果表明,族组分影响基体碳的微观结构,从而影响材料的热物理性能.煤沥青喹啉不溶物(QI)质量分数高(7.31%),材料的石墨化度为86.29%,真密度为2.13 g/cm3,微观结构为镶嵌型和域型结构为主,并有部分的流线型结构;QI含量低(0.02%),真密度为2.22 g/cm3,其石墨化度达到91.93%,微观结构主要以流线型为主,含有极少量的镶嵌型和域型结构.QI含量越低,复合材料真密度越大,晶体微观结构渐趋完善,石墨片层的有序度增加,石墨化度越高,材料的比热容和导热性能增强,线胀系数降低.     

酚醛树脂炭的合成及力学性能研究

为了表征多孔炭泡沫材料基体的结构与力学性能,采用碱催化法制备热固性酚醛树脂,经固化、高温炭化处理合成多孔炭泡沫材料的基体——酚醛树脂炭。研究酚醛树脂炭的微观结构、压缩强度及压缩断裂韧性。结果表明:酚醛树脂炭结构以树脂炭基体、微孔和微裂纹为主,其碳元素以sp3杂化的非晶炭形式存在;压缩强度为8.58 MPa,压缩断裂特征为脆性断裂模式;酚醛树脂炭的压缩断裂韧性较差,断裂过程中吸收的总能量为0.135 MJ/m3。     

酚醛树脂炭的合成及其力学性能研究

为了表征多孔炭泡沫材料基体的结构与力学性能,采用碱催化法制备热固性酚醛树脂,经固化、高温炭化处理合成多孔炭泡沫材料的基体——酚醛树脂炭。研究酚醛树脂炭的微观结构、压缩强度及压缩断裂韧性。结果表明:酚醛树脂炭结构以树脂炭基体、微孔和微裂纹为主,其碳元素以sp3杂化的非晶炭形式存在;压缩强度为8.58 MPa,压缩断裂特征为脆性断裂模式;酚醛树脂炭的压缩断裂韧性较差,断裂过程中吸收的总能量为0.135 MJ/m3。     

三维网络碳化硅多孔陶瓷的制备

以中间相沥青添加55%(质量分数,下同)的Si粉混合物为原料,制备了含Si的炭泡沫模板。在高温反应烧结炉中,氩气气氛下1500℃保温1～6h,结合反应烧结工艺制备了碳化硅多孔陶瓷。利用扫描电子显微镜(SEM)和X射线衍射分析仪(XRD)对碳化硅多孔陶瓷的微观形貌、物相组成进行了观察,并对熔融Si与C的反应机理进行了探讨。结果表明:碳化硅多孔陶瓷的微观结构与炭泡沫模板的微观结构一致,烧结温度1500℃下,随着保温时间的延长,多孔陶瓷的弯曲强度先增大后减小,而孔隙率先减小后增大;在保温4h的条件下制备的碳化硅多孔陶瓷主要由β-SiC相组成,最大弯曲强度为26.2MPa,对应的孔隙率为45%。内部熔融的Si与外部熔融的Si同时与C反应生成SiC,最后两者结合在一起形成致密的SiC多孔陶瓷。     

高压煤沥青碳的微观结构和一些性能

加压碳化提高了沥青的产碳量,压力影响沥青中间相的形成过程,改变了碳化机理和碳的微观结构,同时,也改变了性能。高压沥青浸渍-碳化过程已有许多研究,并应用于碳-碳复合材料制造工艺。 本文研究了鞍山中硬煤沥青在600℃温度     

纺丝温度对新型高导热碳材料性能的影响

利用中间相沥青纤维的自粘结性和沥青大分子沿纤维轴高度择优取向的特点,通过热压方法制备高导热块体碳材料。在纺丝和氧化条件不变的情况下,主要考察了中间相沥青的熔融纺丝温度对纤维性能和目标材料性能的影响。结果显示:(1)熔融纺丝温度越高,中间相沥青纤维的直径越大;(2)在合适的纺丝温度下所得的纤维经氧化后热压制得材料具有较高的弯曲强度、密度、热导率以及较低的电阻率。选取纺丝温度为308℃,所纺中间相纤维直径为20μm,氧化后经热压所得材料的密度、弯曲强度、热导率和电阻率分别为2.02 g/cm3、128.7 MPa、597 W/(m.K)和1.25μΩ.m。     

泡沫钢的制备及三点弯曲性能

为了制备孔隙率较高、孔结构均匀、性能优良的泡沫钢板及夹芯复合板,以316L不锈钢粉为原料,Ca Cl2为造孔剂,采用粉末冶金烧结-溶解法制备不同孔隙率、孔径的泡沫钢,并用物理粘接法制备泡沫钢夹芯复合板。通过对泡沫钢板和夹芯复合板进行三点弯曲实验研究两者的抗弯曲性能。观察泡沫钢板的三点弯曲变形过程,分析孔隙率和孔径对泡沫钢板和夹芯复合板抗弯曲性能的影响,对比两者的极限抗弯载荷变化。结果表明:泡沫钢板的变形首先从薄壁不规则的孔壁开始,形成裂纹并进行扩展,最终导致宏观断裂;对于泡沫钢夹芯复合板,当孔隙率从69.4%增加至82.5%时,其所能承受的极限载荷从2345 N下降至1254 N,在相同孔隙率下,相比于泡沫钢板,夹芯板承受的极限弯曲载荷提升了15%~43%;当孔径从1.9 mm增加至3.9 mm,孔隙率约为73%时,其所能承受的极限弯曲载荷从2070 N下降至1528 N,与泡沫钢板相比,相同孔径下,夹芯板承受的极限弯曲载荷提升了15%~28%;在孔隙率和孔径相同条件下,泡沫钢夹芯复合板的抗弯承载能力比泡沫钢板提高15%以上。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

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。     

基于圆型限制性三体问题模型的行星卫星逃逸能量研究

 基于由飞行器、行星及其卫星组成圆型限制性三体问题模型，通过庞加莱映射的方法，研究了飞行器从行星卫星附近逃逸的问题。在Jacobi常数确定的前提下，通过逆向积分，飞行器从L1或L2点附近返回近月点，得到近月点速度出发速度。研究结果表明绕飞L1点和L2点逃逸行星卫星需要的最低能量是不同的，从月球表面逃逸所需的速度脉冲分别比开普勒算法节省46.5m/s和42.3m/s，且均小于Villac等人在Hill模型下得到38.9m/s，从而改进了Villac等人的相关工作，同时也给出了从太阳系主要行星卫星表面逃逸所需的最小能量。     

Model Development and Adaptive Imbalance Vibration Control of Magnetic Suspended System

对星载磁悬浮单框架控制力矩陀螺,建立其转子的平动与转动的动力学方程。所建模型反映了转子的动、静不平衡特性,以及转子运动与框架、星体运动的耦合关系。模型是主动磁悬浮控制与动框架效应分析的基础。对动、静不平衡量未知的转子,设计了自适应对中控制器。在分散PD、比例交叉反馈控制器与高低通滤波器的基础上,通过动、静不平衡量的辨识与补偿控制,使转子绕其惯量主轴旋转,衰减角动量交换执行机构高速转子因不平衡而对基座产生的干扰力,消除星上主要颤振源,达到降低卫星姿态抖动的目的。     

Love Waves in Layered Graded Composite Structures with Imperfectly Bonded Interface

Theoretical analysis and numerical calculations of Love wave propagation in layered graded composites with imperfectly bonded interface are described in this paper. On the basis of WKB method, the approximate analytic solutions for Love waves are obtained. By the interface shear spring model, the dispersion relations for Love waves in layered graded composite structures with rigid, slip, and imperfectly bonded interfaces are given, and the effects of the interface conditions on the phase velocities of Love waves in SiC/Al lay- ered graded composites are discussed. Numerical analysis shows that the phase velocity decreases when the defined flexibility parameter is greater. For the general imperfectly bonded interface, the phase velocity changes in the range of the velocities for the rigid and slip interface conditions.     

Experimental Investigation on Performance of Pulse Detonation Rocket Engine Model

The PDRE test model used in these experiments utilized kerosene as the fuel, oxygen as oxidizer, and nitrogen as purge gas. The solenoid valves were employed to control intermittent supplies of kerosene, oxygen and purge gas. PDRE test model was 50 mm in inner diameter by 1.2 m long. The DDT （deflagration to detonation transition） enhancement device Shchelkin spiral was used in the test model. The effects of detonation frequency on its time-averaged thrust and specific impulse were experimentally investigated. The obtained results showes that the time-averaged thrust of PDRE test model was approximately proportional to the detonation frequency. For the detonation frequency 20 Hz, the time-averaged thrust was around 107 N, and the specific impulse was around 125 s. The nozzle experiments were conducted using PDRE test model with three traditional nozzles. The experimental results obtained demonstrated that all of those nozzles could augment the thrust and specific impulse. Among those three nozzles, the convergent nozzle had the largest increased augmentation, which was approximately 18%, under the specific condition of the experiment.     

Compression Creep Behavior of High Volume Fraction of SiC Particles Reinforced Al Composite Fabricated by Pressureless Infiltration

The compression creep deformation of the high volume fraction of SiC particles reinforced Al-Mg-Si composite fabricated by pressure-less infiltration was investigated. The experimental results show that the creep stress exponents are very high at temperatures of 673 K, 723 K and 773 K, and if taking the threshold stress into account, the true stress exponent of minimum creep strain rate is still approximately 5, although the volume fraction of reinforcements is very high. The creep strain rate in the high volume fraction rein- forced aluminum alloy matrix composites is controlled by matrix lattice diffusion. It is found that the creep-strengthening effect of high volume fraction of silicon carbide particles is significant, although the particles do not form effective obstacles to dislocation motion.     

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.     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。