基于十二烷基苯磺酸固化季戊四醇丙烯醛树脂的粘结体系流变特征及反应动力学研究

为实现季戊四醇丙烯醛树脂(PEAR)/十二烷基苯磺酸(DBSA)体系在浇注PBX炸药中的应用以及获得该体系在工程应用中的工艺温度参数,采用粘度实验研究了体系的粘度特性,采用动态差示扫描量热法(DSC),通过模拟n级反应动力学模型、Kissinger微分法、Ozawa积分法以及Crane方程研究了体系的固化反应动力学。结果表明,50℃以上PEAR粘度几乎不受转速影响,PEAR与DBSA质量比大于25∶1,可保证浇注过程的顺利进行。PEAR/DBSA体系的凝胶化温度为345.92 K,固化温度为383.83 K,后处理温度为411.46 K。PEAR/DBSA体系固化反应为放热反应,反应的表观活化能为74.84 kJ/mol,指前因子为2.54×109min~(-1),反应级数为1.02,反应热为190.66 J/g。     

固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展

固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的工作环境面临高温、高压、高速燃气流和大量凝聚相颗粒的烧蚀和冲刷,对材料的抗烧蚀性能和热结构特性要求十分严格。因此,从烧蚀实验和热结构特性实验研究、热结构特性预测与气体-颗粒两相流数值模拟三个方面,论述了轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展。总结讨论了实现真实烧蚀工作环境的模拟和影响烧蚀实验参数的控制是高温烧蚀实验的难点,对于铝颗粒添加下工况的烧蚀实验和在细观尺度下热结构特性参数的测定实验是重点;提出从实验件类型、实验系统设计和对比有无铝颗粒添加下的工况进行烧蚀实验;提出采用一种热稳定性材料取代界面的实验方案进行热结构特性参数的测定实验。在热结构特性研究的细观尺度方面,组分材料之间的界面对热结构特性的影响有待深入研究,提出在代表性体积单元模型的基础上引入温度的周期性边界条件来实现热结构参数的预测。在气粒两相流数值模拟方面,发动机内不同相之间相互耦合作用以及对轴编C/C复合材料的机械侵蚀是数值模拟研究的难点,提出使用SDPH-FVM耦合的方法去解决内流场燃烧流动的问题,进一步可用来揭示内流场燃烧流动机理。     

复合材料雷击防护电热耦合模型

为了研究复合材料雷击防护(lightning strike protection,LSP)系统在雷电流作用下的损伤规律,基于雷击过程中的能量守恒关系,建立复合材料层合板雷击防护的电-热耦合数学模型。在此基础上,在ABAQUS中建立铝涂层防护的碳纤维增强复合材料(carbon fiber reinforced polymer,CFRP)层合板雷击烧蚀损伤有限元模型,并对雷击烧蚀损伤进行分析,和实验结果对比验证仿真的有效性,得出复合材料层合板在不同峰值雷电流、不同组合波形和不同铝涂层厚度雷电流作用下的烧蚀损伤规律。结果表明:铝涂层厚度相同时,峰值电流从50 kA增大到100 kA时,复合材料层合板损伤面积约增大1.5倍;10/350波形50 kA峰值雷电流作用下,基准件的损伤面积约为0.05 mm厚度铝涂层防护系统下复合材料损伤面积的4倍。     

超高强高韧马氏体时效钢热变形及航天应用研究

对于航天用超高强高韧C300马氏体时效钢来说,热加工过程中获得等轴细小的再结晶晶粒是实现该钢强韧性最佳匹配的关键环节。采用Gleeble-3800热模拟试验机在温度为850～1 150℃、应变速率为0.01～10 s~(-1)的条件下,对超高强高韧C300马氏体时效钢进行高温轴向压缩变形试验,获得了高温流变曲线,并观察变形后的金相组织。结果表明:C300马氏体时效钢的流变应力和峰值应变随着变形温度的升高和应变速率的降低而减小;试验钢在真应变为0.92、应变速率为0.01～10 s~(-1)的条件下,随着变形速率的提高,其发生完全动态再结晶的温度也逐渐升高,最佳热变形温度区间为1 050～1 150℃;测得试验钢的热变形激活能Q值为391.2 kJ/mol,建立了其热变形本构方程。结果能为C300马氏体钢的数值模拟和热加工工艺的制定提供理论基础。     

真实气体效应对Ma10级进气道流动的影响

为了探究高马赫数超燃冲压发动机高速飞行时真实气体效应对进气道流场的影响,仿真获得了不同气体模型下Ma10级进气道流场结构和性能。结果表明:进气道主流流场温度较低,不足以触发空气的离解反应,反应仅发生在边界层内,但反应程度较低,远未达到化学平衡状态,除了边界层温度及热载荷特性,其流场结果则更为贴近冻结流流场,因而化学非平衡模型与热完全气体模型的进气道通流流场结构和性能基本一致。而真实气体效应导致边界层特性的不同,对进气道起动特性产生影响,吸热离解反应通过对进口分离包的抑制和增大进口马赫数将进气道的再起动马赫数从9.8降低到9.4。在对进气道在宽速域应用中的钝化设计研究发现,真实气体效应虽然对前缘钝化进气道流场的压力分布和性能无明显影响,但是其能起到整体降低壁面热流的作用,不仅钝头处的热流降低了1MW/m2,通道内的热流也整体降低了0.1MW/m2。     

C/SiC材料主被动氧化烧蚀机理及计算方法研究

基于热化学平衡方法建立了任意比例C/SiC材料的主被动氧化烧蚀模型，开展了C/SiC材料氧化烧蚀机理的计算研究，并基于典型材料烧蚀试验结果进行了充分验证。计算结果表明，C/SiC材料的氧化烧蚀特性取决于表面温度、氧分压以及组分等因素，可能会出现主动氧化和被动氧化两种破坏机制，目前的烧蚀模型能够预测出任意比例C/SiC材料两种氧化烧蚀机制的转换过程；SiC含量对C/SiC材料的氧化烧蚀特性有明显的影响，随着SiC含量的提升，主/被动氧化转换临界分压会减小，材料的抗氧化性能越好；但当材料均处于主动氧化阶段时，SiC含量越高材料的无量纲烧蚀速率越大，材料的抗烧蚀性能减弱。     

航天器AIT中心典型霉菌形态及其消杀效果研究

航天器总装厂房是航天器携带微生物的重要环境来源之一，厂房内的微生物检测与鉴定及其杀菌方法研究对于航天器的微生物安全与防控技术研究具有重要意义。本文报道了航天器AIT中心分离的青霉属、曲霉属和枝孢霉属等8个种属的典型霉菌菌落和孢子形态，为航天器霉菌鉴定和菌种库的构建提供了参考；同时研究了消毒剂、UVC辐照和热处理对这些霉菌的消杀效果，以期为航天器的霉菌防控技术研究提供科学依据。研究结果表明不同种属霉菌对3种消杀方法的敏感性具有较大的差异性。结合我国不同地区AIT中心霉菌种属的多样性，在进行我国AIT中心霉菌的消杀工作时应有针对性地科学选择不同消杀方法或综合应用多种消杀方法。     

快速响应卫星电子系统等寿命设计方法

与传统卫星不同,快速响应卫星的任务具有很强的时效性,采用传统的按重要程度分配部件可靠性的设计方式,难以在最大程度上降低成本。因此引入工业领域的等寿命设计理念,以预定寿命为基础进行星载电子系统的部件选择和集成,使系统的生命周期与成本成正比,达到"快、智、廉"的目标。进一步,提出了一种基于遗传算法的即插即用星载电子系统等寿命优化方法,通过建立系统的非线性混合整数规划模型,对部件可靠性均方差和价格成本进行优化。此外针对卫星总体方案分配的体积、重量和可靠性约束,为算法设计了归一化满意度函数和Pareto解共享函数。仿真结果表明,算法表现出较好的收敛性和稳定性,在预定寿命期间能够在部件级有效消除可靠性短板,并实现良好的成本控制。     

弹片热机械疲劳试验方法研究及设计

针对弹片的热机械疲劳（TMF）试验要求，采用机械设计技术、机电技术、冷却技术、计算机技术和数据采集技术，提出了压力载荷和热载荷的加载方法，建立了2种载荷5个试验件的并联试验控制系统，并设计了弹片热机械疲劳试验器。试验结果表明:该系统能够同时模拟服役环境下弹片的压力载荷和热载荷。利用该试验系统进行了弹片的热机械疲劳试验，试验结果再现了弹片在服役状态下的失效模式。试验系统具有良好的重复度、较高的加载频率和加载精度。压力载荷最大相对误差为2.4%，绝对误差小于0.5N。温度载荷最大相对误差为3.55%，最大绝对误差为3.89℃。      

高焓电弧风洞试验热化学非平衡流场数值模拟

针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题，基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路，通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程，开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟，与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证，研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题，分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:（1）风洞试验段来流离解度高，热化学非平衡效应及其冻结现象严重；（2）热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间，分布合理，验证了计算方法和程序的正确性；（3）试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响，模型与喷管出口的距离越大，模型表面压力和热流越低；（4）当驻室总压较低时，通过双尺度模拟准则（模拟飞行条件总焓和双尺度参数ρ_∞L）外推热流失效，使用部分模拟准则（模拟飞行条件总焓和驻点压力）外推热流也会出现较大差异，在非催化条件下这一现象更加明显；（5）当驻室总压较高时，使用双尺度模拟准则或部分模拟准则外推飞行条件，产生的热流差异明显减小。