湿热环境下复合材料层压板强度性能研究

在多种湿热环境下对两种环氧树脂基复合材料层压板的开孔压缩、层间剪切及三曲强度性能进行了对比研究。试验结果表明，在室温（RT）条件下，复合材料吸湿量大小对其强度性能影响较小，但在高温湿综合环境下，复合材料层压板的强度性能明显下降。     

环氧乙烯基酯树脂耐环境老化性能研究

研究了环氧乙烯基酯树脂基体及其复合材料的耐环境老化性能,包括耐湿热性能、耐自然老化性能及耐紫外光老化性能。研究结果表明,环氧乙烯基酯树脂体系具有良好的力学性能、耐湿热性能,在环境老化及耐紫外光辐射老化试验中表现出一定的稳定性,且工艺操作简便,可以作为户外基础设施用复合材料。     

空间光学结构用改性氰酸酯树脂及其复合材料性能

以空间光学结构应用为背景,对新研制改性氰酸酯树脂低温固化体系开展评价研究,包括树脂体系的固化特性、力学性能、耐湿热性以及工艺性能等;与HS40高模量碳纤维复合制备了复合材料,对其主要力学性能进行了研究。结果表明,改性氰酸酯树脂催化体系具有优异的固化反应特性,起始固化温度为101.2℃,较未催化的氰酸酯树脂降低了97.4℃;拉伸性能以及弯曲性能均有提高,同时其沸水饱和吸水率仅1.3%左右,明显低于双马（4%）和环氧树脂（5.8%）;树脂的工艺性良好,适合热熔法制备预浸料;应用热熔浸渍法制备的HS40碳纤维/氰酸酯树脂预浸料经层合固化后力学性能优异：纵向拉伸强度和模量分别为2 244.5 MPa和248.0 GPa。     

复合材料壳体外表面密封隔热涂层材料

本成果采用硅树脂DC-805、环氧树脂E-51、低分子量聚酰胺、催化剂及填料等作为涂层材料。该涂层兼有环氧树脂和硅树脂的优点，具有良好的耐高低温性能、很强的气体密封性和较宽的温度适用范围、并具有优良的耐水和耐盐水性能，可在恶劣环境（如外压、150℃高温、-40℃低温、潮湿及盐雾等）下，可对复合材料壳体有效保护。该树脂体系工艺性好、粘接性优良、成本低。     

耐湿热环氧树脂的研究

本文较详细地介绍了耐湿热环氧树脂的配方研究及碳/环氧复合材料的应用研究。     

耐高温阻燃新型F系列环氧树脂固化剂的性能

Ｆ系列环氧树脂固化剂可使通用环氧树脂耐３００￣５００℃的高温,瞬时可达１００℃以上,使环氧树脂的耐烧蚀性能提高一个数量级,同时具有高氧指数、低烟、低毒的高阻燃性能,所制成的涂料在高温下转化为碳基涂层,４００℃、１ｈ仍光亮致密,与金属仍有良好的附着力,从而得到耐高温,耐酸,耐碱的防腐涂层。文中例举了在航天,航空,电器,复合材料,防腐等方面的应用实例。     

真空成型碳纤维/环氧树脂基复合材料性能研究

对固化温度、保温平台及隔离材料对真空成型碳纤维/环氧树脂基复合材料（CCF300/BA9913）的孔隙率和力学性能的影响进行了研究。结果表明,在较高的固化温度（125 ℃保温2 h）条件下,CCF300/BA9913固化后力学性能和耐湿热性能更加优异。同时在树脂最低黏度所处温度附近（85 ℃）,增加0.5 h的保温平台,有利于降低CCF300/BA9913固化后的孔隙率,提高材料力学性能。封装时,采用有孔聚四氟乙烯膜和半透膜,可提高固化过程中的导气效率,有利于材料力学性能的提高。其0°拉伸强度、压缩强度、弯曲强度和层间剪切强度分别达到1 896、1 387、1 668、89.0 MPa     

二维编织层压板湿热环境下冲击后压缩性能的实验研究

实验研究了二维编织环氧树脂基玻璃纤维复合材料层压板在室温和湿热条件下的冲击后压缩性能。结果表明,该体系复合材料平衡吸湿量平均达到2.2%。吸湿过程中材料性能发生退化,退化程度与试件厚度有关。材料达到平衡吸湿后,室温环境下的冲击能量平均下降19.2%。摄氏70℃,相对湿度85%环境下,冲击后压缩破坏应力平均下降54.3%。     

聚乙烯基吡咯烷酮改性氰酸酯树脂耐湿热性能研究

对聚乙烯基吡咯烷酮(PVP)/氰酸酯树脂体系的耐湿热性能进行系统研究.选取湿热老化环境为100h/100℃沸水老化.结果表明,随着体系中PVP用量的增大,固化改性树脂的吸湿率逐渐增大.湿热老化使固化树脂的力学性能急剧下降,但PVP的加入能够有效改善下降趋势.当PVP用量为5wt%时,湿热老化后固化树脂的弯曲强度和冲击强度的强度保持率从原始氰酸酯的38.8%和35.5%提高到86.8%和66.1%.湿热老化对体系力学性能的损伤可从固化树脂老化前后断口形貌得到合理解释.湿热老化过程中,PVP的加入对体系的热性能、电性能及尺寸稳定性的不利影响较小.综合考虑体系的各项性能指标,以PVP用量为5%时体系耐湿热性能最佳.     

酚醛/环氧过渡层固化特性及复合材料性能

为满足固体火箭发动机复合材料壳体的结构功能一体化要求,研究了两种树脂的过渡层配方、工艺及性能,重点研究了在酚醛树脂B30、环氧树脂TDE-85和固化剂甲基六氢苯酐（MHHPA）体系中,三者不同质量分数下的性能特点,采用了数显旋转黏度计和数显恒温水浴锅对树脂黏度测量,使用差示扫描量热仪（DSC）对不同质量分数的树脂进行热分析,求解多相体系反应机理的动力学参数,验证过渡层树脂固化工艺及性能,并与未使用过渡层的树脂配方进行性能对比。结果表明:过渡层体系中,最先反应的是B30和固化剂MHHPA,最后是B30的自固化;环氧树脂TDE-85的力学性能与酚醛树脂B30耐烧蚀性能满足结构层与功能层性能需求;与未使用过渡层的树脂相比,使用过渡层的树脂耐烧蚀性变化不大,但是弯曲强度提高了67.8%,拉伸强度提高了56.1%;与未使用过渡层的复合材料相比,使用过渡层的复合材料层间剪切强度提高了94.9%,但耐烧蚀性变化不大。综上所述,该过渡层可以满足固体火箭发动机复合材料壳体的结构功能一体化要求。      

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。     

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。     

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。     

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。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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