空间光学结构用改性氰酸酯树脂及其复合材料性能

以空间光学结构应用为背景,对新研制改性氰酸酯树脂低温固化体系开展评价研究,包括树脂体系的固化特性、力学性能、耐湿热性以及工艺性能等;与HS40高模量碳纤维复合制备了复合材料,对其主要力学性能进行了研究。结果表明,改性氰酸酯树脂催化体系具有优异的固化反应特性,起始固化温度为101.2℃,较未催化的氰酸酯树脂降低了97.4℃;拉伸性能以及弯曲性能均有提高,同时其沸水饱和吸水率仅1.3%左右,明显低于双马（4%）和环氧树脂（5.8%）;树脂的工艺性良好,适合热熔法制备预浸料;应用热熔浸渍法制备的HS40碳纤维/氰酸酯树脂预浸料经层合固化后力学性能优异：纵向拉伸强度和模量分别为2 244.5 MPa和248.0 GPa。     

环氧E-51 改性S-1 硅橡胶涂层的制备与性能

利用化学接枝法制备了一种环氧改性硅橡胶。用红外光谱对其结构进行了表征,分析了制备过 程中催化剂和环氧树脂含量对其力学性能的影响,同时对其固化体系进行了研究。将所制备改性硅橡胶用于 固体火箭发动机外防热涂层材料中,并进行了风洞试验。结果表明:在环氧改性硅橡胶制备过程中加入适量钛 酸丁酯,可有效提高改性硅橡胶的力学性能,且其力学性能随环氧树脂含量的增加而提高;当环氧树脂含量> 20wt%后,改性硅橡胶拉伸强度>2 MPa,扯离强度>3 MPa;RCA-聚酰胺650 复合固化体系是环氧改性硅橡胶 合适的固化剂,涂层经过风洞试验后试件结构完整,其背温低于152℃。     

聚醚砜对环氧树脂在低温下韧性和力学性能的影响

研究了热塑性树脂聚醚砜（PES）对环氧树脂在液氮温度（LNT）下的断裂韧度、冲击韧性及其他力学性能的影响。结果表明：当PES质量分数大于23%时，PES在环氧树脂中形成连续相或半连续相结构，能有效阻止裂纹扩展，使树脂KIC在室温和液氮温度下分别增加247%和77%。在室温下，PES不能使环氧树脂冲击性能提高，但液氮温度下可使冲击韧性增加59%。液氮温度下，环氧树脂的弯曲、压缩和拉伸性能随PES质量分数增加而降低，但相对而言，弯曲和压缩性能受PES的影响较少，而拉伸性能受PES的影响较大。     

氰酸酯／环氧树脂体系的研究

采用环氧树脂(E 51)与氰酸酯树脂共聚以改善氰酸酯树脂的韧性,研究了环氧树脂的加入量、后处理温度、湿热老化、紫外光老化等条件对改性后树脂体系的力学性能和介电性能的影响规律,采用扫描电子显微镜对断口形貌进行了分析。结果表明环氧树脂可以明显改善氰酸酯树脂的韧性,环氧树脂含量为30wt%的体系的冲击强度和弯曲强度分别比改性前提高了100%和50%。随环氧树脂用量的增加,改性树脂的冲击强度和弯曲强度增大,树脂表现为明显的韧性断裂;改性体系经200℃后处理2h的介电性能最佳,环氧树脂用量的增加、湿热老化和紫外光老化都使介电常数和介电损耗增加,但当环氧树脂用量低于30wt%时仍属于优异的介电材料。     

中温固化松香基环氧树脂碳纤维增强复合材料性能

以生物质松香基马来海松酸酐(MPA)作为固化剂固化石油基E-54、AG-80和014U三种环氧树脂混合物,研究松香基环氧树脂基体及其复合材料的热性能和力学性能,评价其作为先进树脂基复合材料应用在航空飞行器主承力结构件的可能性,拓宽生物质环氧树脂应用领域。结果表明：固化后的环氧树脂具有较高的力学性能和热失重温度,配方F2树脂固化后玻璃化转变温度为156℃、拉伸强度为82.6 MPa、拉伸模量为3.05 GPa、断裂伸长率为4.2%、5%热分解温度约为370℃;以F2/U3160预浸料制备的复合材料层合板干态玻璃化转变温度为158℃,湿态玻璃化转变温度为123℃,干态力学性能与已经应用于直升机旋翼系统的3261/HT3复合材料性能相当,并具备较高的湿态力学性能保持率。     

基于碳纤维复合材料的低温贮箱支撑杆设计与仿真

针对碳纤维复合材料在运载火箭低温贮箱支撑杆中的应用问题,基于碳纤维复合材料单向板力学性能测试结果,对低温贮箱支撑杆的材料和铺层进行了设计,并通过静力学仿真分析对设计方案进行了验证,结果表明:在298 K和77 K温度下,T800单向板的力学性能均优于T700单向板,更适于制造低温贮箱支撑杆;以9°为主角度铺设72层T800增强纤维的低温贮箱支撑杆,其298 K和77 K温度下的拉伸强度和压缩强度可以很好地满足运载火箭低温贮箱支撑杆的设计强度要求。     

星载低真空逸气氰酸酯树脂的制备与性能

通过在氰酸酯树脂中添加不同低含量环氧树脂AG80和催化剂苄基二甲胺（BDMA）,分析了低含量环氧树脂改性氰酸酯树脂的微观结构、固化热效应、真空逸气特性、力学性能、吸水率和热失重。实验结果表明,在催化剂BDMA的作用下,当环氧树脂AG80的质量分数为5%和8%时,可以有效促进氰酸酯的固化程度,减少未固化小分子数量,进而改善氰酸酯材料的真空逸气性能。其中BADCy-1的真空逸气性能和耐湿性能达到最优,总质量损失（TML）和可凝挥发物（CVCM）分别为0.41%和0.03%,吸水率降低15%。BADCy-2的力学性能达到最优,拉伸强度和弯曲强度改善效果显著,分别提高23%和20%。同时随着环氧树脂含量的增加,材料的耐热性能有所下降。     

热塑性弹性体在复合改性双基推进剂中的应用

采用FTIR、动态热机械分析和单轴拉伸试验方法对所合成的P(E-CO-T)-IPDI-BDO热塑性弹性体(TPU)的性能进行了表征,并对P(E-CO-T)-IPDI-BDO预聚物在复合改性双基推进剂及其粘合剂体系中的应用进行了初步的探讨。结果显示,当-NCO与-OH的当量数之比R取1.2时,P(E-CO-T)-IPDI-BDO胶片的力学性能较好,随着硬段含量的增加,拉伸强度逐步增加,最大能达到11.6 MPa,断裂延伸率呈现逐步递减的趋势。P(E-CO-T)-IPDI-BDO预聚体中-NCO与硝化纤维素NC上的-OH的化学交联使最大拉伸强度从2.07 MPa提高到2.95 MPa,断裂延伸率从110.5%提高到224.0%。加入P(E-CO-T)-IPDI-BDO预聚物的复合改性双基推进剂的动态力学性能显示,由损耗峰tanδ的高温峰确定推进剂的玻璃化转化温度Tg为27.0℃,低温峰说明在低于-37.2℃下推进剂仍能承受一定的动态载荷。     

形状记忆复合材料用环氧树脂基体的制备与性能

通过引入含柔性分子链的环氧树脂到普通双酚A 型环氧树脂中制备得到了一类形状记忆复合 材料用环氧树脂体系,研究了其形状记忆、工艺和力学性能。记忆性能测试表明形状固定率和形状回复率均在 98%以上;流变性能分析表明其黏度特性适用于复合材料液态成型工艺;树脂的拉伸性能与同等耐温等级的结 构型树脂相当;简支梁冲击强度分析表明树脂体系在室温和-80℃下的冲击强度分别大于89 和30 kJ/ m2,具 有较好的韧性。     

聚醚酰亚胺对T700/环氧复合材料的增韧技术

采用聚醚酰亚胺(PEI)对T700/环氧复合材料进行增韧改性。实验结果表明,PEI改性后环氧树脂复合材料的韧性得到显著提高,力学性能和Tg都稍有下降;在强度满足要求的前提下,PEI含量在20wt%时,所得复合材料的韧性最好,GIC达到593.6 J/m2。     

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。