封闭式仿生螺旋缠绕软体夹持器的设计与研究

针对目前软体夹持器缺乏螺旋缠绕变形的理论研究及传统多指软体夹持器夹持力不足的问题，开展了针对纤维增强结构的仿生软体夹持器螺旋缠绕变形特性的研究，提出了一种新的封闭式抓取方式。首先，设计了仿生软体夹持器，该夹持器由软体夹持装置、软体夹持套、紧固套及连接装置组成。其次，基于Mooney-Rivlin模型建立了驱动压强与驱动器螺旋缠绕变形后端面扭转角度的非线性数学模型，并对夹持器封闭式抓取的末端闭合特性进行了分析。然后，开展了单元驱动器螺旋缠绕变形的仿真及实验，结果证明了理论模型的正确性。最后，进行了仿生软体夹持器封闭式抓取实验。结果表明:封闭式仿生软体夹持器具有较大的负载能力及良好的目标适应性。      

月壤原位利用工程技术发展浅析

月壤原位利用技术作为月球资源原位利用技术体系中的重要环节,相关技术的工程化应用是未来实施月球探测及资源开发的重要内容,也是实现自给式月球探测和开发的起点。文章基于国内外月壤原位利用技术的发展现状和趋势,给出了月壤原位利用的工程技术路线。结合近期任务工程化实施的问题和难点,简要梳理了月壤原位制氧和月壤原位成型的技术方案和发展思路,旨在为后续月球资源探测和开发提供借鉴和指导。     

一种基于光固化快速成型的飞机静弹性风洞试验模型设计方法

高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明:基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。     

一种基于方钢管骨架的壁板成型模具

针对大型飞机机身复合材料壁板试验件,从模具的刚度要求、使用要求、成本要求等方面确定了模具设计边界条件;为了满足模具设计的边界条件要求,提出了一种基于方钢管骨架的壁板成型模具。在进行模具设计时,首先对比各种常用模具材料的优缺点并最终确定模具采用"INVAR"钢材料;然后介绍了模具的结构布局和结构尺寸参数,并通过有限元模拟的方法,对模具的整体刚度和起吊工况的强度进行了模拟计算。计算结果表明模具的整体刚度较好,能够满足设计要求。从模具整体刚度和模具重量两方面与框架式隔板模具对比,方钢管骨架的壁板成型模具具有更大的优势。     

刀具材料对CFRP齿槽加工质量的影响

采用硬质合金(YG6X)和PCD刀具分别对CFRP进行齿槽加工试验,探究刀具材料对齿槽加工质量的影响。结果表明:随着每齿进给量f_z的增大,撕裂因子F_(sl)呈明显的增大趋势;采用PCD铣刀铣制齿槽,其加工质量较为稳定,加工质量较理想。     

熔融沉积成型连续碳纤维增强尼龙蜂窝芯材的压缩特性

采用熔融沉积成型方法成形了连续碳纤维增强尼龙复合材料蜂窝芯材,并对不同测试方向的静态单轴压缩特性进行了表征分析,着重关注不同测试方向熔融沉积成形蜂窝芯材平面静态压缩破碎行为和能量吸收行为,并与纯聚合物基体进行对比。结果表明:X_1方向的压缩平台区域的力-位移曲线更加平滑稳定,且载荷值稍高于X_2方向,因此X_1方向更适用于能量吸收应用;此外,连续纤维的增强作用可使蜂窝芯材的平台载荷值得到明显提升。研究结果为连续纤维增强聚合物复合材料的空间增材制造提供理论基础。     

高效湿法缠绕用环氧树脂配方及其复合材料性能

针对高质固体火箭发动机壳体高效的生产要求对不同官能度环氧树脂复配体系的工艺性进行研究,重点开展了多官能团环氧树脂复配体系配方设计及力学性能研究,分别采用DSC(差示扫描分析)、黏度测试进行固化特征温度、固化反应动力学及工艺适用期研究,并最终制备单向层合板及NOL(the Naval Ordnance Laboratory)环进行复合材料性能的测试分析。研究结果表明:三官能度复配的环氧树脂能满足高效湿法缠绕要求。当三官能度的TDE-85质量分数为25%时,综合性能达到最优,适用期仅为120 min,拉伸强度为973 MPa,弯曲强度为115 MPa,玻璃化转变温度高达466 K,较最低值分别提高363%、159%、258%。该树脂体系与纤维匹配性好,复合材料性能优良,NOL环拉伸强度与层间剪切强度分别为256 GPa、744 MPa,纤维强度利用率达766%,适用于固体火箭发动机湿法缠绕成形。     

热压罐成型过程中框架式模具温度场模拟与分析

为了研究复合材料构件成型模具温度场,本文以某型飞机壁板的热压罐固化工艺为例,通过模型简化,利用FLUENT等仿真软件建立模具温度场的数值模拟模型,并将模拟数据与实验数据进行对比。结果表明二者平均相对误差为7. 4%。此外通过仿真模拟一组以支撑板厚度为变量的实例,两组以U、V两个方向的支撑板厚度为变量的对照组,通过判断模具型板表面温度方差大小,研究了支撑板厚度对模具温度场分布的影响规律。结果表明,模具温度场的均匀性随着支撑板厚度的增加而逐渐降低,其中U向支撑板厚度的变化对温度场均匀性的影响比V向大。     

基于碳纳米管薄膜的复合材料层间增韧

通过浮动催化化学气相沉积法制备连续碳纳米管薄膜，并将其原位沉积到单向碳纤维织物表面，手工铺层后借助真空辅助树脂传递模塑成型（VARTM）工艺制备碳纳米管-碳纤维/环氧树脂复合材料层压板，研究不同面密度的碳纳米管薄膜对层压板Ⅱ型层间断裂韧性的影响。结果表明，随着碳纳米管薄膜面密度的增加，层压板Ⅱ型层间断裂韧性先逐渐提高，当碳纳米管薄膜面密度为9.64 g/m²时，层压板Ⅱ型层间断裂韧性最佳，与原始层压板相比提高了94%。碳纳米管通过桥接树脂裂纹、从树脂中拔出等方式提高层间断裂韧性。当碳纳米管面密度超过临界值时，会引起树脂浸润困难，导致增韧效果降低。     

过虚拟交班点的能量最优制导律

针对固定目标的导弹过虚拟交班点制导问题，在希尔伯特空间下，基于最优化理论设计了有无终端落角约束两种情况下的全局能量最优制导律。通过对模型进行线性化，将提出的最优制导模型转化为线性二次型最优控制问题，在此基础上利用零控脱靶量（ZEM）概念对系统模型进行降阶，并推导出解析解。设计的制导律可以使导弹准确经过虚拟交班点，并实现期望终端落角。仿真结果表明，与经典制导律对比，该制导律可以显著减少全局控制能量消耗。