真空环境中多层隔热材料的隔热性能

通过对一典型多层隔热材料在真空环境下的系列隔热性能实验和分析,分析了多层隔热材料层间温度差(Δt)的分布趋势,揭示了多层隔热材料在不同层间隔热性能的优劣特性及其变化规律。实验结果证明:多层隔热材料的层间温度差(Δt)变化呈U型分布趋势;外层隔热性能优于中间层的隔热性能,4层以内18层以外层间气流状态接近分子流,隔热性能较好,温度差(Δt)大;中间各层气流处于非稳态,隔热性能稍差,温度差(Δt)小;靠近加热板一侧层间温度差小于低温一侧。     

碳团簇复合吸波材料的结构设计与性能

通过物理和化学方法制得聚丙烯腈(PAN)基碳团簇复合吸波材料,利用SEM和XRD对其结构及形貌进行了表征,并以碳团簇复合吸波材料和碳团簇材料分别为吸收剂制备的吸波涂层进行了吸波性能测试。结果表明:以碳团簇复合吸波材料为吸收剂制备的吸波涂层带宽要优于以碳团簇材料为吸收剂制备的吸波涂层,该碳团簇复合吸波材料兼具电和磁损耗的能力。     

2.5D编织结构复合材料温度场特征研究

考虑到编织结构陶瓷基复合材料（CMC）在涡轮叶片等航空发动机高温部件应用时,材料内部编织结构特征会导致高温部件的温度场存在波动性。为了研究复合材料温度场的波动特征,以2.5D编织结构复合材料为例,分别建立了基于等效导热系数的均匀化平板模型和基于材料全尺寸细观编织结构的平板模型,计算对比了两种平板模型的温度场分布及内部热量传输特征,同时探究了材料内部编织结构的角度、纤维束轴向与径向导热系数比、纤维束与基体导热系数比等材料结构特征参数和热物性特征参数对材料表面温度波动的影响规律,并开展了编织结构平板的温度场测试实验。研究结果表明：与基于等效导热系数计算得到的平板温度场相比,基于全尺寸编织结构平板模型得到的温度场存在明显的波动特征,当平板内部平均温度梯度为25383K/m时,表面温度波动幅值达到12.41K,表面最高温度由906.96K增加到911.60K,并且在平板内部热量的传输方向沿着纱线发生明显的偏转。同时,随着纱线编织角度的增加,材料表面温度波动幅值下降,但表面的高温区域增加,沿着经纱轴向的温度波动频次增加。随着纤维束轴径向导热系数比的增加,材料表面的高温区域基本不变,温度波动幅值小幅下降,均匀性增强;随着纤维束与基体导热系数比的增加,材料表面的高温区域增加,温度波动幅值降幅较大,均匀性得到较大提高。在本文的研究范围内,当边界温度达到1600K时,基于等效导热系数的方法无法准确地预估复合材料的温度场。     

星载永磁霍尔推力器磁场分析与实验研究

磁场是评价星载霍尔推力器性能水平及工作特性的重要因素,也是开展推力器优化设计的重要自由度。针对航天器姿态调整等空间轨道任务对霍尔推力器应用需求,分析了影响永磁霍尔推力器磁感应强度的关键因素。在此基础上,利用磁路等效法,采用有限元离散形式,建立了基于永磁材料的霍尔推力器磁场模型,利用国外同类产品工程数据验证了磁场模型分析方法的可行性和计算结果的正确性,最终获得了设计所需的推力器磁路构型、永磁体结构尺寸及相应的永磁霍尔推力器样机。将永磁霍尔推力器磁场分析结果与实测结果进行对比,并对整机性能进行了实验验证,结果表明:推力器性能实验结果与设计要求相符性较好,额定供气、供电状态下,推力器阳极电流符合设计要求,整机推力达到3.52mN,比冲达到685s,较好地实现了永磁霍尔推力器设计目标。     

复合材料发射箱箱体加工技术研究

针对某型号武器复合材料发射箱箱体机加工过程中由于工件刚度差、易变形,导致的加工尺寸超差及质量缺陷(如毛刺、分层、崩边)等问题,开展发射箱机械加工技术研究和工艺优化。实验结果表明:通过合理设计发射箱装夹定位方式,优化加工刀具及工艺参数,能够实现对加工缺陷的有效控制,保证产品加工质量;通过对箱体不同工序、工步进行优化,统筹安排管理,将发射箱单件加工时间从100 h降到46 h,生产效率提高54%,大幅降低了生产成本。     

空间摩擦学及其材料的研究进展

综述了空间苛刻服役环境及其对空间摩擦学材料性能影响的研究,深入分析了空间环境对空间摩擦材料、空间耐磨材料和空间减摩材料摩擦磨损机理的影响。空间摩擦材料主要应用于空间对接机构及空间机械臂中,应具有稳定的摩擦力矩与优良的抗黏着磨损性能。空间耐磨材料主要应用于空间轴承、齿轮和密封件等部件中,如FeAl金属间化合物在高温下抗蠕变性急剧下降,常通过添加金属元素(Ce,Cr,Mn,Mo,Nb,W等)及固体润滑剂提高材料抗蠕变性能;Ti及其合金常通过表面改性改善黏着性;与基体结合性良好的耐磨涂层可以较大程度的改善材料的耐磨性。空间减摩材料主要指润滑剂与自润滑材料,如软金属Pb、高分子材料PI和PTFE等,以及某些金属的氧化物,氟化物和硫化物等,能较好地降低材料表面的摩擦因数。随着航天科技的发展,亟须开发新型高性能空间摩擦学材料,建立摩擦学材料数据库,以应对国际航天技术发展的挑战。     

基于CDM的复合材料缺口强度三维数值仿真模型

层合板受载时在缺口尖端出现的沿纤维方向的基体开裂会使缺口钝化,降低缺口带来的应力集中影响。为了更好地模拟这一现象,建立基于CDM的三维有限元模型,提出一种可以实现层合板中每层网格不同排列的建模方法,使网格边缘与每层纤维方向一致;为了实现每层网格不同的排列,在层间建立内聚力接触模拟分层损伤;对纤维增强复合材料层合板[0/902/0]S和[0/90/±45]S进行开孔拉伸的渐进损伤分析。结果表明:该模型可以模拟不同材料体系和铺层参数的层合板在拉伸载荷作用下的渐进损伤过程,预测其破坏强度;通过已知的试验结果对模型进行验证,证明了该方法的正确性且预测精度较高。     

压电纤维复合材料驱动的机翼动态形状控制

利用压电材料实现柔性机翼的主动形状控制,能够有效提高机翼结构效率和气动性能;要实现连续、光滑的高精确形状控制效果,机翼变形过程必须满足一定的动态要求。本文利用在上下翼面反对称铺设的新型压电纤维复合材料——宏纤维复合材料(MFC)提供驱动力矩,研究了机翼扭转变形的前馈轨迹跟踪控制。首先建立了机翼结构有限元模型和气动力载荷模型,采用载荷比拟法得到MFC作动器的控制载荷向量,给出了气动弹性控制方程及其状态空间表达形式。为跟踪预设的变形参考轨迹,以跟踪误差的时域积分为目标函数,对MFC作动器的电压加载历程进行了优化设计。结果表明,采用规划后的电压加载历程,机翼气动弹性响应很好地跟踪了预期参考轨迹,实现了连续、光滑的动态形状控制效果,提高了控制精度。     

Study on an automatic multi-pin insertion system for preparing Z-pin composite laminates

As a three-dimensional layer enhancement technology, the Z-pin technology is suitable for manufacturing composite prepreg laminates and can also effectively improve their interlaminar properties. In order to manufacture Z-pin composite parts efficiently, this paper proposes a transi- tional insertion system, and according to the technical requirements of the transitional insertion process and the functional requirements of the transitional insertion platform, proposes a transition insertion plan which can insert multiple Z-pins into a carrier. A prototype machine has been designed and made, and a series of function debugging and verification experiments have been car- ried out on the machine. Some problems show up during the experiments, but based on the analysis of the reasons, this paper provides lots of solutions, and finally demonstrates the feasibility and practical value of the system. The results show that the system meets all technical requirements of the Z-pin insertion process. It is capable to insert multiple Z-pins into a foam carrier; as a result, the system is as much as 5 times more efficient than existing equipment, and the deviation for the insertion distance can be controlled within 0.3 mm. This Z-pin transitional insertion platform pro- motes the use of Z-pins in national defense and lays the foundation for commercializing the Z-pin technology.     

Damage characteristics and constitutive modeling of the 2D C/SiC composite: Part Ⅱ–Material model and numerical implementation

In this work, a macroscopic non-linear constitutive model accounting for damage, inelastic strain and unilateral behavior is proposed for the 2D plain-woven C/Si C composite. A set of scalar damage variables and a new thermodynamic potential expression are introduced in the framework of continuum damage mechanics. In the deduced constitutive equations, the material's progressive damage deactivation behavior during the compression loading is described by a continuous function, and different deactivation rates under uniaxial and biaxial compression loadings are also considered. In damage evolution laws, the coupling effect among the damage modes and impediment effect of compression stress on the development of shear damage in different plane stress states are taken into account. Besides, the general plasticity theory is applied to describing the evolution of inelastic strain in tension and/or shear stress state. The Tsai–Wu failure criterion is adopted for strength analysis. Additionally, the material model is implemented as a user-defined material subroutine(UMAT) and linked to the ABAQUS finite element software, and its performance is demonstrated through several numerical examples.