国产芳纶纤维复合材料用环氧树脂体系

研制了一种环氧/ 芳香胺体系,采用DSC、固化反应动力学分析等方法对树脂体系进行了表征,并
对其浇注体、复合材料NOL 环以及Φ150 mm 压力容器性能进行了研究。结果表明,该树脂体系具有优良的浇
注体力学及热性能,其拉伸强度为101 MPa,断裂伸长率达4. 1%,弯曲强度为177 MPa,马丁耐热温度为
142． 2℃;与国产芳纶纤维的界面粘接性能良好,其NOL 环层间剪切强度可以达到52. 1 MPa,制备的复合材料
Φ150 mm 压力容器PV / W 值可达38. 44 km。     

7501 氰酸酯树脂及其复合材料性能

研究了7501 氰酸酯树脂的工艺和耐热性能,以EW220 布为增强材料,采用RTM 成型工艺制备
了EW220/7501 复合材料层板,研究了其室温和高温力学性能。结果表明:7501 氰酸酯树脂的最低黏度为87
mPa·s,开放期大于10 h,300℃固化后,热分解温度为431℃,Tg 可达421℃;EW220/7501 复合材料室温下具有
良好的力学性能,其中拉伸强度为393 MPa,压缩强度为356 MPa,弯曲强度为602 MPa,层间剪切强度为43
MPa,在300℃下,各项力学性能保持率均≥80%。     

苯并噁嗪杂化树脂及其复合材料的制备与性能

为提高苯并噁嗪(BZ)的热稳定性,通过BZ 与聚硅氮烷制备了一种苯并噁嗪杂化树脂(BZ-H),
并采用模压工艺制备了玻璃布/ BZ-H 复合材料。制备的BZ-H 树脂在70 ~170℃有较低的黏度和聚合温度、
较少的放热量及良好的固化工艺性。其固化物的Tg 为354. 7℃。在N2 气氛下,T5
d 为460℃,900℃ 的残重
(W900℃ )为75. 68%。在空气气氛下, T5
d 为466℃,W900℃ 为16. 39%。玻璃布/ BZ-H 复合材料在室温下的弯曲
强度、模量和层间剪切强度分别为433 MPa、22 GPa 和24 MPa,在350℃下的保留率分别为40%、68%和54%。
SEM 微观形貌观察表明,BZ-H 树脂与纤维间具有良好的粘接作用,该特征赋予了复合材料优良的力学性能。     

注胶法修复5228A/ CF3031 层压板力学性能研究

针对5228A/ CF3031 层压板生产过程中可能产生的缺陷,设计并制造了孔径超差、不圆孔、孔径
分层、孔边打磨过分、边缘分层等5 种常见缺陷,并采用注胶法对5 种缺陷进行修复。采用ASTM 标准对无缺
陷试样、缺陷试样、修复试样的拉伸、压缩、弯曲、纵横剪切和层间剪切强度进行了测试,并对试样进行了光学显
微镜观察。研究表明孔径超差对拉伸、压缩、弯曲强度影响较大,缺陷试样强度分别下降了11. 1%、13. 8%、
14.4%;孔边打磨过分对纵横剪切强度影响较大,缺陷试样纵横剪切强度下降了25. 6%;边缘分层对层间剪切
强度影响较大,缺陷试样层间剪切强度下降了27. 3%。采用注胶法修复后,5 种缺陷试样的力学性能均有一定
程度的提高。相比而言,修复后层压板抵抗拉伸、压缩、层间剪切等小形变破坏的效果显著;抵抗弯曲、纵横剪
切等大形变破坏的效果不理想。     

增韧双马来酰亚胺与烯丙基苯并噁嗪共混物的性能

以间甲苯胺、烯丙基双酚A和多聚甲醛为原料合成了一种烯丙基型苯并噁嗪(BA-mt).将其与二苯甲烷型双马来酰亚胺、烯丙基双酚A (DABPA)以不同比例进行熔融共混,得到了增韧双马来酰亚胺与烯丙基苯并噁嗪的共混物BDB.用DSC对共混物的固化反应进行研究,用DMA和TGA研究了固化树脂热性能,结果表明,在BMI/DABPA中加入BA-mt后,固化树脂的热性能下降,但氮气氛中T10d仍高于400℃,800℃残炭率提高到33％以上.加入10份BA-mt改性BMI/DABPA的固化树脂的Tg为319℃;其弯曲性能提高,弯曲强度为44 MPa,弯曲模量为3.76 GPa.BMI/DABPA/BA-mt固化树脂的吸水率随BA-mt的加入而下降.     

湿热环境对T700/5429 弯曲和面内压缩强度的影响

用热压罐法制备了单向碳纤维增强双马来酰亚胺树脂基( T700/5429)复合材料层压板.在45、85℃水浴的湿热环境下,对层压板进行了90 d的浸泡,测试了浸泡前后的红外吸收光谱、吸湿率、弯曲和面内压缩强度.结果表明:浸泡90 d后树脂基体未出现新的吸收峰;其吸湿率变化是扩散行为并可用菲克扩散定律描述;其弯曲和面内压缩强度随浸泡时间的变化是非线性的,即分形的,其中弯曲强度变化的分形维数45℃时为1.10、85℃时为1.07,面内压缩强度变化的分形维数45℃时为1.04、85℃时为1.05,说明复合材料弯曲强度和面内压缩强度随浸泡时间的变化具有一定的复杂性.     

炔丙醚酰亚胺改性双马来酰亚胺树脂的制备与性能

合成了2，2-双［N-（4-炔丙氧基苯基）-3，4-二酰亚胺苯基］六氟丙烷（6FDPE），与（4，4''-二苯基甲烷）双马来酰亚胺（BDM）和二烯丙基双酚A（DABPA）的改性双马来酰亚胺（BDM/DABPA）树脂共混，制备了BDM/DABPA/6FDPE共混树脂。对共混树脂的黏温特性、固化反应和固化树脂的热稳定性和力学性能等进行了研究。结果表明，6FDPE能够扩展BDM/DABPA树脂的加工窗口至70 ℃以上。随着6FDPE的添加量增加，共混改性树脂在氮气氛围下共混树脂固化物的5%热失重温度（）升高达到416 ℃，800 ℃的残留率（Y_r800℃）高达41%，但玻璃化转变温度（T_g）会降低，仍高于300 ℃。6FDPE可增韧BDM/DABPA树脂，共混改性树脂的冲击强度提高至23.9 kJ/m²，增加了55%，但树脂浇铸体的弯曲强度和拉伸强度分别降低至132 MPa和78 MPa，都下降了13%。     

可溶性改性双马来酰亚胺树脂基体的研究

在双马来酰亚胺/二元胺/改性剂A预聚体系中加入环氧丙烯酸树脂,制备了一种可用作耐热复合材料基体的改性双马来酰亚胺树脂。用DSC研究了该树脂基体的反应特性,并制定出了合适的固化工艺参数:改性树脂基体经140℃/1 h 160℃/1 h 180℃/2 h初固化,于220℃/8 h后固化处理,其热变形温度(HDT)为245℃;该树脂与玻璃纤维制备的单向复合材料层压板的室温拉伸强度、弯曲强度和层间剪切强度分别为1 030 MPa、1 600 MPa和92．1 MPa;180℃下测得弯曲强度保持率为67．8%,层间剪切强度保持率为63．2%,用DMA法测得T_g为273℃。     

异氰酸酯硅烷处理石英布/ PSA 树脂复合材料的影响

设计并选用一种分子结构中带有异氰酸酯基的硅烷偶联剂对石英布进行了表面处理,对比了石英
纤维改性对含硅芳炔树脂复合材料部分力学、介电及耐热性能等的影响。结果表明:偶联剂处理石英纤维后,偶
联剂与石英纤维表面发生化学键合,明显改善石英纤维与含硅芳炔树脂的界面粘接,复合材料的层间剪切强度比
未处理的提高了24.7%,弯曲强度提升了12.4%,偶联剂的加入不会降低复合材料的Tg 和介电性能。     

轻质隔热纳米孔结构耐烧蚀酚醛材料

在一定温度下,通过改性剂组分与热固性钡酚醛树脂之间热共聚反应,制备了改性酚醛树脂。采
用模压工艺制备出具有目标尺寸和形状的改性酚醛树脂固化物,对该样品分别进行了400 和700℃的炭化处
理,得到了相应的酚醛炭化样品,并测试其密度、失重率、收缩率等特征参数。研究改性剂用量对碳化物特征参
数和性能的影响,如密度、失重率形貌、比表面积、隔热性能、压缩强度等。SEM 研究表明,700℃炭化后样品形
成了“珊瑚状”碳结构,形成了30 ~150 nm 纳米孔。比表面积测试(BET)结果表明其比表面积可达464 m2 / g。
隔热性能与力学性能的测试结果表明,相对于未改性酚醛树脂碳化物,改性酚醛碳化物的热导率降低了
45． 57%,并且保持了较好的压缩强度。     

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.     

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.      

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）。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

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。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

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.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。