航天燃料贮箱滤气板的焊接技术

在分析航天表面张力燃料贮箱技术要求和不锈钢网(OCr18Ni13)与钛合金板(TC4)焊接性能的基础上,解决了航天燃料贮箱滤气板制造过程中产生的不锈钢网片断丝、网板未结合、变形等问题,保证了滤气板焊缝的密封性能.     

运载火箭铝合金贮箱全搅拌摩擦焊接工艺及应用

搅拌摩擦焊技术具有焊接缺陷少、焊接变形小、接头性能高等优点,是运载火箭铝合金贮箱制造的发展趋势。本文分析了我国运载火箭贮箱的结构组成和主焊缝结构特点,系统梳理并研究了实现贮箱主焊缝全搅拌摩擦焊接制造所需要的关键技术,包括常规搅拌摩擦焊技术、可回抽搅拌摩擦焊技术、超声相控阵检测技术及补焊技术。研究成果已经逐步实现了在运载火箭贮箱筒段纵缝、箱底主焊缝、贮箱总装环缝上的工程化应用。     

推进剂贮箱先进焊接工艺研究进展

搅拌摩擦焊和变极性等离子弧焊作为新兴的铝合金焊接工艺,已在国外的推进剂贮箱上获得广泛而成熟的应用,但在我国,其工程应用仍属起步阶段。基于推进剂贮箱结构焊缝特点、受载状态和焊接工艺特性来选用焊接工艺是制定我国新型运载火箭推进剂贮箱焊接工艺方案的基本原则。     

框桁式火箭贮箱壁板结构激光焊接变形仿真研究

针对框桁式火箭贮箱壁板结构双激光束双侧同步焊接（DLBSW）变形开展仿真研究。首先,建立了框桁式火箭贮箱壁板结构DLBSW有限元模型,并通过试验验证了该模型的可靠性;其次,重点考察了焊接顺序与方向对框桁式火箭贮箱壁板结构激光焊接变形的影响,获得了变形控制策略;最后,采用该优化方案,成功完成了框桁式火箭贮箱DLBSW壁板的研制。结果表明,采用“交叉中心焊”的焊接顺序,可极大程度地降低焊接变形;在焊接顺序优化的基础上,改变中间三条焊缝的焊接方向,可进一步降低焊接变形。     

微贮箱移动电子束焊接传热数值分析

建立了某姿轨控发动机推进剂贮箱移动电子束焊接热源的焊接温度场数值仿真模型,采用锥体热源描述电子束焊接热源,通过等价比热容法来处理熔化潜热,得到电子束焊接过程中贮箱温度、焊接熔池形状和尺寸随时间的变化状况.结果表明:仿真计算所得贮箱温度与实测数据的差异小于10%.在焊接过程中,利用安装在贮箱外表面的纯铜散热盘可以将贮箱半膜处的温度从503K降低至364K以下,避免了焊接过程中贮箱温度过高出现结构损伤.该计算方法与结构散热方式可为其他产品的焊接提供借鉴与参考.      

VPTIG焊接机器人在铝合金贮箱箱底生产中的应用

简要介绍了焊接机器人系统结构特征,采用VPTIG单面焊双面成型技术进行2A14铝合金焊接试验,获得良好的焊接接头性能,总结出可靠的工艺控制方法.并应用于铝合金贮箱箱底的生产中,产品焊缝经过RT探伤、液压气密试验、氦质谱检漏等检测方法,各项技术指标满足设计要求.     

新一代运载火箭2219铝合金配用焊丝研制

针对新一代运载火箭贮箱材料2219铝合金，研制出了适用于常、低温贮箱焊接的焊丝。综合评价结果表明，新研制的焊丝具有良好的制造工艺性能、成分稳定；焊接2219铝合金裂纹敏感性低、气孔敏感性低、焊接工艺性好，接头性能满足指标要求，焊缝组织正常，补焊性能良好，拉伸、冲击均呈韧性断裂特征；接头综合性能优于2A14／BJ-380接头。     

运载火箭贮箱筒段环缝焊接应力变形数值模拟

以5 m直径大型运载火箭贮箱筒段为研究对象,对该筒段进行了环缝焊接过程的有限元模拟,得到了焊接过程的温度场分布情况以及简化工装约束条件下焊接后和约束卸载后的应力变形情况.结果表明,筒段的整体变形以径向变形为主;焊后最大应力出现在焊缝,最大应力429 MPa,由于应变强化而高于屈服强度;焊缝处的应力除外表面轴向应力为压应力,其他皆为拉应力.     

钛合金球形贮箱异常声发射信号分析

针对钛合金贮箱制造检测工艺过程中经常发生的质量偏差,通过对球形钛合金贮箱两例异常声发射幅度、时间历程以及定位结果等进行综合分析。结果表明,声发射检测技术对贮箱制造工艺状态偏差具有很强的敏感性,声发射检测结果不仅能反映贮箱产品的强度质量,还能反映贮箱制造工艺状态的稳定性和偏差。     

重复使用火箭贮箱焊接接头失效准则及高风险失效危险区确定研究

贮箱是重复使用火箭的关键部件之一,焊缝的完整性评定是重复使用火箭贮箱设计制造的难题。本文根据断裂力学弹塑性原理及双参数2A级失效评估方法,对重复使用火箭贮箱焊缝裂纹进行定量评估。基于贮箱焊缝完整性评定流程,给出求解贮箱箱底焊缝剩余强度和临界裂纹尺寸的方法,结合实例确定了典型贮箱高风险失效危险部位。计算结果表明,结构临界裂纹尺寸随外加应力增加而减小,剩余强度随临界裂纹长度增加而减小;在相同外加应力下,临界裂纹尺寸随结构外径的降低而减小;在一定临界裂纹尺寸下,剩余强度随结构外径增加而增加。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

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。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

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。