镜反射凹面及相互可视表面的轨道外热流计算

通过对空间表面所受外热流以及镜反射表面所具有的特性的分析，提出了采用蒙特卡罗法计算镜反射凹面及镜反射相互可视表面的轨道热流的方法，并对半球凹面和两相互垂直可视平板的轨道热流进行了计算。     

先进复合材料结构RTM技术现状及发展

树脂转移模塑工艺（RTM）产生以来,以其经济性优势开始替代热压罐的成形方法,RTM技术可生产高质量,具有复杂外形,低成本的产品,本文阐述了RTM技术在宇航工业材料,设备及应用上的发展,并对RTM技术进行了概述,建立了流动模型。     

RTM工艺工字梁构件的模拟与实验研究

采用自主开发的RTM(树脂传递模塑)工艺3D模拟系统对航空用典型工字梁平板构件进行了模拟分析。确定中心点注射为最佳注射方式,并确定了8个合理溢料口位置,详细研究了预成型体渗透率不均匀问题对工艺的影响。对构件进行了模具制造和实验验证,实验结果与模拟结果基本吻合。计算机RTM工艺模拟对于模具开发、构件制造具有较好的指导意义。     

液态成型复合材料在直升机上的应用

自20世纪60年代以来,高性能树脂基复合材料在直升机结构中的应用获得了迅速发展,传统的预浸料-热压罐成型复合材料在直升机结构上已取得了大量应用,对结构减重、性能提升起到了显著作用。但是,随着复合材料技术的发展以及直升机对低成本、整体成型技术的强烈需求,低成本液态成型复合材料逐渐在直升机上获得应用,其应用水平及应用效果也不断提升。以RTM、VARI两种典型的液态成型技术为主综述了液态成型复合材料在直升机上的应用,并对新型的液态成型工艺进行了介绍,以期能为直升机设计人员和复合材料工艺人员提供选材及工艺方案方面的技术支撑。     

几何对称横向射流入射对尾喷流红外辐射特征抑制的数值研究

降低高温核心区长度是减小尾喷流红外辐射的有效途径。针对某轴对称收敛喷管,研究1种横向射流主动强化尾喷流掺混与红外抑制技术,采用横向射流技术强化外流与热喷流的掺混,通过数值模拟方法研究了2股横向射流喷射频率与流量变化对强化尾喷流掺混与红外抑制特性的影响规律。结果表明:在与横向射流流动方向垂直的探测面上尾喷流辐射强度衰降明显,探测角度为90°时红外辐射强度衰降可达48%。随着2股射流流量差的减小,强化掺混与红外抑制效果逐渐增强。     

轴对称多曲面融合结构金属谐振子模型建立方法

金属壳固体波动陀螺是基于固体波的进动效应进行角速度检测的一种全新 轴对称壳振动陀螺,具有结构简单、功耗低、抗冲击性强、稳定性高等优点,可广泛应 用于中低精度角速度测量领域。为分析轴对称多曲面融合结构金属谐振子中固体波的进 动效应,在双曲率坐标系下,基于薄壳理论,建立了理想条件下轴对称多曲面融合结构 金属谐振子中固体波进动的动力学模型。针对动力学模型过于复杂、难于分析的缺陷, 提出了利用弹性力学中的能量原理,建立轴对称多曲面融合结构金属谐振子等效模型的 方法,为金属壳固体波动陀螺的信号检测方法和控制回路设计奠定了理论依据。     

形状记忆复合材料用环氧树脂基体的制备与性能

通过引入含柔性分子链的环氧树脂到普通双酚A 型环氧树脂中制备得到了一类形状记忆复合 材料用环氧树脂体系,研究了其形状记忆、工艺和力学性能。记忆性能测试表明形状固定率和形状回复率均在 98%以上;流变性能分析表明其黏度特性适用于复合材料液态成型工艺;树脂的拉伸性能与同等耐温等级的结 构型树脂相当;简支梁冲击强度分析表明树脂体系在室温和-80℃下的冲击强度分别大于89 和30 kJ/ m2,具 有较好的韧性。     

基于轴对称比拟的高超声速复杂外形气动热预测方法研究

轴对称比拟法是高超声速飞行器气动热计算的一种有效方法。针对轴对称比拟法应用时公式推导繁琐、变量迭代复杂、计算量大的缺陷,直接在笛卡尔坐标系下采用三维线性方程拟合物面方程及流场变量,推导出相应的流线尺度因子计算公式,扩展了驻点区热流密度的计算方法,提出了一种驻点区下游流线推进格式。以改进的轴对称比拟法为基础,将边界层外无粘流场数值方法与边界层内气动热工程算法进行耦合,发展了一套适用于三维复杂外形飞行器的气动热计算方法。通过对球头钝锥和双椭球算例进行验证,结果表明:方法计算效率较高,适用范围较广,热流计算结果和实验数据吻合良好。     

透明塑料板件注射-压缩成型模拟研究

在非线性数值算法基础上,采用水平集方程、动量方程与能量方程进行多物理场全耦合计算的方法,对非对称几何板件的注射-压缩成型过程进行了模拟分析.结果表明,注射-压缩工艺较传统注射工艺能够显著降低制成件收缩率;成型过程中熔体的纤维流线长度与温度变化会对制件收缩率产生影响.较短的纤维流线,较均匀的温度分布能够获得更小、更均匀的...     

轴对称无人直升机的一种全向控制方法

针对轴对称构型的无人直升机,在速度控制回路的基础上,提出了一种能够保证飞行过程中航向恒定的全向控制方法。通过分析无人直升机的特征值分布、状态响应和操纵响应特性,得到无人直升机在对称轴的法平面内具有各向一致性,具备实现全向控制的条件。提出了将给定速度在对称轴法平面内进行分解,并考虑侧偏修正的全向控制规律。仿真试验表明,全向控制能够精确地跟踪给定航迹,保持飞行过程中的航向恒定,在不转动机体的情况下,实现向各个方向的飞行。方法也可推广到其他类似的轴对称飞行器。