三维混杂碳纤维/芳纶纤维增强尼龙复合材料力学性能研究

制备了三维混杂碳纤维／芳纶纤维增强尼龙复合材料(HY／PA)并对其力学性能进行了测试。研究表明：由于芳纶纤维的加入，使碳纤维增强尼龙复合材料(CF／PA)的抗冲击性能有了显著提高，HY／PA的抗冲击强度随芳纶纤维体积分数的增大而有所提高；另外，HY／PA在改善CF／PA的横向剪切强度的同时，也改善了芳纶纤维增强尼龙复合材料(KF／PA)的纵向剪切强度；同时，混杂效应对HY／PA的弯曲性能的影响最为显著，HY／PA的弯曲强度、弯曲模量均高于任一种单一纤维复合材料。     

树脂含量对F-8H3/602 芳纶复合材料性能的影响

探索研究了F-8H3/602芳纶织物增强树脂基复合材料层合板不同树脂含量对其冲击韧性、层间剪切强度及弯曲性能的影响,并采用显微镜及扫描电镜对破坏试样形貌进行观察。结果表明芳纶复合材料的树脂含量对其冲击韧性、层间剪切强度及弯曲性能影响较为明显,树脂含量为46.02wt%的芳纶复合材料层合板的0°冲击韧性为22 J/cm2、0°层间剪切强度为49.1 MPa、0°弯曲强度为506 MPa;在一定的树脂含量下,芳纶复合材料的0°冲击韧性、层间剪切强度及弯曲性能较90°的性能更优异;破坏试样的形貌表明纤维与树脂界面结合较为薄弱。     

单向陶瓷基复合材料单轴拉伸强度研究

采用细观力学方法对单向纤维增强陶瓷基复合材料单轴拉伸强度进行研究.采用剪滞模型描述复合材料出现损伤后的细观应力场,结合基体随机开裂模型、断裂力学界面脱黏准则确定基体裂纹间距及界面脱黏长度.当基体裂纹达到饱和后,假设纤维强度服从威布尔分布,完好纤维和断裂纤维承载满足总体载荷承担法则,采用纤维随机失效模型确定继续加载过程中纤维断裂概率及断裂位置,当纤维承载达到最大时,复合材料失效.讨论了基体威布尔模量和特征强度、纤维/基体界面剪应力和界面脱黏能、纤维威布尔模量和特征强度对纤维失效,进而对复合材料拉伸失效强度的影响.与试验数据对比表明:提出的模型是有效的.      

含电路模拟结构吸波复合材料力学性能研究

研究了填充吸收剂、加入金属、纤维电路屏对吸波复合材料力学性能的影响,测试了含电路模拟结构吸波复合材料在室温和80℃下的弯曲强度、弯曲模量、压缩强度、压缩模量及剪切强度的变化。研究结果表明,通过合理的结构设计,在提高吸波复合材料吸波性能的同时,能够有效地提高吸波复合材料体系的力学性能,使吸波复合材料的吸波 承载一体化得以实现。     

三维机织复合材料弹道冲击试验研究

先进复合材料具有高比强度、高比模量等优点，是航空发动机应用研究的热点。本文通过弹道冲击试验研究三维机织复合材料平板在高速物体冲击下的损伤失效机制及其力学行为，采用高速相机记录下了靶板受冲击损伤变化过程，分析了不同速度对三维机织复合材料平板损伤形貌的影响。试验结果表明，三维机织复合材料具有优异的抗裂纹萌生和扩展性，冲击表面的主要破坏模式是纤维剪切破坏和基体破碎，在出口表面主要破坏模式是纤维拉伸断裂和基体开裂。本研究可用于支撑验证碳纤维增强树脂基复合材料包容性，为航空发动机复合材料机匣研制提供基础。     

纤维吸水对F-12环氧复合材料性能影响

采用ＮＯＬ环拉伸与剪切实验,研究了纤维吸水对Ｆ－１２／胺环氧体系性能影响,结果表明,纤维吸水后,ＮＯＬ环拉伸强度和模量分别下降了７．２％和２．５％,而剪切强度提高了３６．４％,ＳＥＭ照片显示,干态纤维复合材料和湿态纤维材料破坏模式有一定的差别。     

原位聚合法制备三维编织纤维增强尼龙复合材料

选择液态原位聚合法成功地制备出性能较好的三维编织碳纤维增强尼龙6复合材料(C3D／PA6)及三维编织芳纶纤维增强尼龙6复合材料(K3D／PA6)；并对两种复合材料的力学性能进行了比较。研究发现，C3D／PA6的弯曲强度和弯曲模量均高于K3D／PA6，而K3D／PA6则比C3D／PA6具有更高的抗冲击强度和剪切强度。     

PBO纤维复合材料的拉伸性能研究

对PBO纤维的干纱、复丝以及单向复合材料的拉伸性能进行实验测试，探讨了测试标准对PBO复丝性能的影响，采用SEM观察了PBO纤维表面形貌和复合材料拉伸破坏断口特征，并与F-12纤维相应的拉伸性能进行了对比。结果表明：PBO纤维单向复合材料比F-12纤维具有更为杰出的拉伸性能，拉伸强度比F-12高约28．3％～55．4％、拉伸模量高约80％。PBO纤维复丝性能因测试标准不同其拉伸强度和拉伸模量相差较大。SEM观察到PBO纤维表面极光滑，与树脂界面粘结差，其复合材料拉伸破坏断口呈“皮芯”抽离和纤维撕裂破环特征。     

硼酸铝晶须增强氰酸酯树脂/玻璃布复合材料的研究

为了改善氰酸酯树脂基复合材料的层间性能,加入硼酸铝(AlBw)晶须制得晶须/氰酸酯树脂/玻璃布复合材料。研究了晶须对氰酸酯树脂的反应活性、工艺性的影响以及对复合材料力学性能的改善效果,并分析了复合材料断裂的SEM照片。凝胶时间和差示扫描量热(DSC)分析表明,晶须的加入对树脂体系反应性影响较小。晶须的加入增大了氰酸酯树脂的粘度,但增加幅度不大,当晶须加入质量为20%时树脂粘度仍小于8Pa·s,具有良好的工艺性。随晶须加入量的增加,复合材料的层间剪切强度(ILSS)和弯曲强度增大,晶须质量占10%时,4%硼酸酯处理的晶须使ILSS和弯曲强度分别提高45%和32%。晶须的加入使复合材料耐湿热性提高,水煮100h后,吸水率降为1.09%,力学强度保持率高于85%。     

弯曲纤维对SiO2f/SiO2复合材料拉伸强度的影响

以SiO_(2f)织物作为增强相,采用循环浸渍固化工艺,制备了SiO_(2f)/SiO_2复合材料。在制备过程中,通过对SiO_(2f)织物进行模压处理,使SiO_(2f)呈现出不同程度的弯曲,测定了纤维弯曲后复合材料的拉伸强度,研究了纤维弯曲时复合材料的断裂过程。结果表明:弯曲纤维将导致复合材料的拉伸强度下降,最低拉伸强度仅为5.5 MPa,纤维弯曲时复合材料的断裂过程为逐层断裂,断裂应变增加,最大断裂应变达到1.19%。     

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。