Φ200 mm 固体火箭发动机复合壳体成型工艺

以混合环氧树脂E-51和TDE-85为基体树脂、复合芳香胺为固化剂,采用砂芯模、缠绕等成型工艺,制作的φ200 mm复合壳体,特性系数PV/W为32.3 km.水压爆破试验结果表明,所设计的碳纤维复合材料发动机壳体满足设计性能指标要求.     

成果简介

成果简介１国产碳纤维复合材料成型工艺本工艺的技术关键可归结为两点：（１）预浸胶带成型及质量控制;（２）容器层次设计及缠绕成型参数的建立。碳纤维是一种模量高于其他种纤维的脆性纤维。国外采用碳纤维缠绕压力容器,基本上均采用湿法缠绕成型。虽然该方法对碳纤维...     

用扫描电子显微镜研究四氯化锡催化法所得碳纤稚的表面处理

前言由于碳纤维的表面和基体树脂之间的粘结力差,致使碳纤维的复台材料往往具有较低的层间剪切强度。因此,人们常用各种方法对碳纤维进行表面处理,以便改变碳纤维的表面结构,提高它与基体树脂的粘结力,从而可制得具有较高层间剪切强度的碳纤维复合材料。在一九七六年度我们曾对 SnCl_4催化法所得的碳纤维进行表面处理的研究。本总结主要综述我们在中山大学用扫描电子     

用作热防护材料的PAN基碳纤维织物

粘胶基碳纤维织物已广泛用作烧蚀和绝热复合材料。由于行情和利润不断下降,用连续粘胶纤维制得的碳纤维制品最终可能不易买到或限制供应。因此,围绕获得相应的PAN基碳布、测定其性能并制作布带缠绕酚醛树脂复合材料开展了研究。市场上买得到的PAN基碳布具有强度高和质量均匀等特性,但绝热性和化学纯度较差。特殊的PAN基碳布是在较低的(低于1350℃)热处理温度下获得的,并且应用于20°布带缠绕酚醛复合材料中。对这种复合材料的烧蚀、热物理、机械和化学性能的测定表明,所研制的复合材料可以代替粘胶基碳布/酚醛,但纤维与基体之间的粘结和纤维的纯度尚需进一步改善。     

碳纤维复合材料锥形壳体成型技术初探

通过浇注体、复丝和容器性能测试,较系统地研究了高性能低粘度的树脂基体配方,探讨了锥形壳体的成型工艺条件,初步研究了容器纤维含量的精确控制方法,摸索了湿法成型壳体表面的处理技术。用国产碳纤维缠绕的锥形容器ＰＶ／Ｗ值达３０．６ｋｍ,环向纤维强度转化率达７８．２％,实验结果表明,该工艺路线是可行的。     

树脂交联结构特征对复合材料纵向压缩性能的影响

通过选择不同官能度的环氧树脂,调节树脂单体配比,获得了不同固化交联结构的环氧树脂基体,并与国产T800级碳纤维复合制备成碳纤维复合材料;研究不同交联结构的环氧树脂基体对其 T800级碳纤维复合材料纵向压缩性能的影响。研究结果表明,随着三官能团树脂含量升高,树脂基体的交联密度增大,树脂基体模量增大,其对应碳纤维复合材料单向层合板泊松比降低;碳纤维复合材料的纵向压缩强度随着树脂基体交联密度的增大而增大;树脂基体交联密度对单向复合材料层合板纵向压缩模量的影响不明显。     

缠绕成型复合材料壳体及基体改性研究

介绍了缠绕法成型复合材料壳体件的技术,对其原材料选择、缠绕线型的确定、缠绕模设计、制造壳体件成型工艺参数的控制做了说明;因采用的树脂基体制造壳体件时易暴聚,对其改性形成新树脂基体.讨论了新树脂基体配方筛选、黏度特征、凝胶时间随温度变化的特点、浇注体的性能等.最终研制出一种适用于湿法缠绕的新树脂基体,制成的复合材料结构件性能得到进一步提高.     

大载荷缠绕杆件的拉伸和压缩性能

采用缠绕成型的方法制备了碳纤维/环氧树脂复合材料杆件,对杆件进行了拉伸、压缩试验,并且对缠绕用原材料的性能进行测试。结果表明:缠绕原材料的拉伸及层剪性能优异,缠绕成型的复合材料杆件力学性能较高,压缩与拉伸强度分别大于400与240 MPa,杆件端头是应力集中区域,端头的设计连接以及复合材料的层间性能是影响复合材料杆件拉伸、压缩性能的重要因素。     

国外碳纤維及其复合材料的生产和应用概况

用多丝束PAN纤维(32万孔)生产碳纤维起源于西欧。此方法大大降低了碳纤维生产成本,且性能没有很大差别。更适用于片状模压、短纤注射或湿缠绕增强等。1981年以来随着碳纤维成本下降和工艺水平的提高,应用于一般工业领域的碳纤维需要量骤增。本文还着重介绍了碳纤维在宇航和航空、交通、机械和仪器、电器、体育和娱乐用品、医学等方面的应用概况。     

PMR型增韧聚酰亚胺的制备与性能研究

制备了系列PMR型聚酰亚胺基体树脂以及碳纤维增强复合材料(HFPI),系统研究了PMR型聚酰亚胺HFPI基体树脂及复合材料性能.制备的PMR型聚酰亚胺HFPI基体树脂溶液具有良好的储存稳定性,室温下可以存放4个月,不产生沉淀;PMR型聚酰亚胺HFPI基体树脂具有良好的成型性以及优异的热稳定性,热分解温度高达540℃、玻璃化转变温度达到290℃(DMA)、热膨胀系数在40～50ppm/℃之间、较低吸水率(1.0%～1.7%)、优异力学性能;用短切碳纤维增强HFPI,基体树脂与碳纤维具有良好黏附性,制备的复合材料除了具有良好加工成型性能外,更具有优异力学性能,拉伸强度高达107.3MPa,断裂伸长率为5.73%,弯曲强度和弯曲模量分别高达159.8MPa,6.11GPa.     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

低速风洞飞行器模型编队飞行绳系并联支撑机构

设计了一种用于飞行器双机编队飞行的风洞试验模型绳系并联支撑机构，模拟在周边有障碍物的有限空间通道中的飞行运动。以直升机为例，根据工况参数设计了双绳牵引并联机构作为飞行器模型的支撑，建立了基于可移动的滑轮铰点与直升机模型编队协同飞行的运动学模型，对系统的静刚度进行了分析，并通过试验验证了旋翼转动对该绳系支撑系统动刚度的影响，给出了在有限空间通道中模拟双机编队飞行与着陆过程中绳与绳之间、绳与模型之间的干涉算法，并对该支撑机构的绳系结构进行了干涉分析。结果表明，所设计的支撑机构能有效解决模拟飞行器模型双机编队在有限空间中飞行运动时的支撑干涉问题，而且系统刚度达到低速风洞试验的稳定性要求，是低速风洞中支撑飞行器模型进行编队飞行试验的有效解决方案。     

无人机螺旋桨性能工程检验方法研究

目前工程上采用地面状态检测转速的方法对无人机螺旋桨性能合格与否进行判断,但实际使用中该方法的效果并不理想。以螺旋桨地面发动机测试台检验转速结果为基础,采用风洞试验方法对同一型号不同批次的螺旋桨在实际飞行状态下的气动特性进行有效测量,同时利用飞行性能仿真方法,对同一无人机匹配参试螺旋桨后的飞行性能变化情况进行比较。结果表明:螺旋桨的效率、推力系数和功率系数等气动性能与地面检测转速值并没有直接关系,即发动机地面台架试验方法在螺旋桨性能检验中应该仅起到参考作用,而非决定性作用。     

低速全模颤振试验悬挂支撑系统

为适应日益增多的低速风洞全模颤振试验的需要,发展颤振试验技术,在气动中心低速所3．2m 风洞建立了一套通用的悬挂支撑系统。该悬挂系统分为垂直和水平两部分,水平悬挂系统由水平钢索装置和张紧机构组成。系统可提供模型沉浮、俯仰、横侧向、偏航和滚转5个方向的自由度;可单独改变模型某一方向的自由度而不影响其它方向的自由度;可确保模型上下、左右、前后位置都处于试验段正中心;可方便地调整模型的迎角和滚转角。对采用该悬挂系统的颤振模型,文中提供了技术要求和参数选择方法。采用同一颤振模型在3．2m 风洞与TsAGI的T-103风洞进行了对比试验,得到的颤振临界速度、频率基本一致,证明该套悬挂系统设计合理,可以应用于低速全模颤振试验。     

飞机平衡状态的优化计算方法

分析了飞机定常飞行时平衡状态的基本特性，提出一种平衡状态及平衡面的优化计算方法，并以F－16飞机为模型，对其常规飞行时的平衡状态参数在推力矢量控制下迎角定常飞行时的平衡面进行了计算。仿真结果表明，该方法具有较好的收敛性、稳定性，在飞机定常飞行的配平计算、用分支突变理论分析大迎角非线性特性时平衡面的计算以及推力矢量控制的分析计算中，有广泛的应用价值。     

基于CFD-DEM耦合数值模拟的全尺寸直升机沙盲形成机理

为了研究直升机发生沙盲时沙尘云在悬停流场中的状态和分布规律，采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程和Menter 剪切应力输运（SST）k-ω湍流模型的数值模型，通过应用程序编程接口耦合基于Hertz-Mindlin （No Slip）碰撞接触模型的离散元模型，并基于"多球法"构建了更加真实的非球形沙尘颗粒，计算了沙尘颗粒在流场中的运动和分布状态。与可得到的试验结果进行对比，验证了数值方法的有效性，并进行了地效状态旋翼拉力系数、桨尖涡位置以及沙尘云形成的宏观轮廓图的计算。应用所建立的方法，对不同悬停高度的直升机地效流场进行了计算，给出了流场的涡量以及速度云图，着重对比了不同悬停高度下沙尘云中沙尘颗粒速度和分布情况，分析了地效流场对沙尘颗粒状态的影响及沙尘云的形成机理，并计算出了沙尘云宏观分布图。结果表明：流场中大部分沙尘颗粒只能在地表随流场扩散而并不能形成沙尘云；沙尘云中外层空间的沙尘浓度比内层高；位于桨盘平面下层区域的沙尘颗粒以径向运动为主，切向速度较小，而位于桨盘平面上层的沙尘颗粒速度方向各异，速度大小接近。     

前飞状态旋翼尾迹测量试验研究

利用PIV技术,测量前飞状态旋翼尾迹的横向速度分布及桨尖涡在横向剖面里的运动轨迹,得到了前飞状态旋翼两侧的尾迹边界及桨尖涡在运动过程中的耗散特性等,研究了风速及拉力系数对前飞状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响。结果表明：前飞状态下,旋翼左右两侧尾迹的涡量值基本相当。旋翼尾迹沿径向急剧收缩,沿垂向逐渐下降,下降高度与流向距离几乎呈线性关系。风速、拉力系数的变化对桨尖涡及其运动轨迹有显著的影响。获得的测量结果为开展旋翼流动机理研究及提高CFD分析精度提供了试验依据。     

东亚缩小城乡居民收入差距的经验及启示

东亚经济圈中的韩国和日本在工业化进程中,成功实现了城乡经济社会统筹发展。在韩国的新农村运动和日本的新农村振兴运动中,其缩小城乡居民收入差距的经验,为我国选择适合我国国情的缩小城乡居民收入差距的发展模式提供了宝贵经验和启示。     

导弹空中挂飞分离试验仿真计算

导弹设计时必须考虑其投放过程中与载机分离时的安全性问题.利用计算机数字仿真技术进行导弹分离安全性分析是一种非常经济、有效的方法.在某型导弹挂飞试验中,我们以Euler方程和刚体六自由度运动方程为理论基础,完成了对该某型导弹在试验选定的各种速度、迎角下的投放分离轨迹进行了计算仿真,取得了非常满意结果,载机实际试飞验证表明,试验数据与理论计算结果十分吻合.该结果也证明了Euler方程和刚体六自由度运动方程在工程应用上是非常有效的,特别是对于具有一定长细比结构体的空中运动轨迹分析计算是非常适用的.     

基于UPPAAL软件的实时系统设计研究

UPPAAL是丹麦Aalborg和瑞士Uppsala大学联合开发,具有世界先进水平的实时系统模拟,校核的软件,基于对实时系统严密逻辑,真实时间的抽象,而构建时间状态机动态模型网络,模拟,校核系统,检测潜在失败,保证设计可靠性,雷达传感器内存接口实时系统是航天雷达系统重要组成部分。本文UPPAAL软件对此系统精确的动态数学模型,模拟,校核系统,覆盖各设计阶段,保证实时系统设计可靠性。