反铁电陶瓷PLZST纳米粉的制备研究

利用溶胶-水热法制备了PLZST纳米粉,并研究了反应温度、铅过量等因素对产物的影响.溶胶处理确实可以降低制备温度.利用XRD 分析了粉体的结晶性, XRF分析了粉体的化学组成,SEM观察了粉体的形貌以及SAXS测定了粉体的粒度分布.研究发现,经一般超声分散的粉体的颗粒呈球形,而不经分散的粉体颗粒成矩形,表现出自组装的倾向性.     

气雾化制备CuNiMnSi合金粉末的研究

研究了气雾化法制备CuNiMnSi合金粉末.探讨了雾化喷嘴、过热度、导液管内径、雾化压力对合金粉末形貌和粒度的影响,研究结果表明延长雾化喷嘴导液管至负压区,控制合适的长度及内径可有效地减少堵塞及反喷现象.随过热度的提高,粉末的粒度呈下降趋势,其中,过热度从250～300 K时变化比较显著,其平均粒度明显降低.导液管内径为3mm时,粉末颗粒有良好的形貌,粒度分布均匀.增加雾化压力有利于提高细粉收得率,适宜压力为2.8~3.2MPa.随着导液管内径的增大,粉末颗粒的尺寸增大,均匀性、球形度和表面光滑程度都呈下降趋势.     

前驱体法制备Ta4HfC5超纯超细纳米粉体

利用实验室自制铪酸酯和钽酸酯为原料,经水解缩合后得到了含铪钽元素的聚合物PHT,引入酚醛(PF)作为C源,制备了Ta_4HfC_5前驱体,经固化、高温裂解后,获得了超纯超细Ta_4HfC_5纳米粉体。通过XRD、元素分析和SEM对不同工艺条件下陶瓷产物的晶相组成和微观形貌进行了表征;对陶瓷粉体进行了粒度分析。结果表明,合成的前驱体结构稳定,常温避光储存3个月后黏度几乎没有变化,对于复材加工的工艺适应性良好。在酚醛用量3.25 wt%(以PHT质量分数100%计算)、煅烧温度为1 450℃、保温时间为1.5 h的合成条件下,可以得到纯相的Ta_4HfC_5粉体,晶粒尺寸为25～50 nm,粒径分布在100～200 nm之间,Dv(50)=136 nm。     

Ti2AlC/TiB2/TiC复相陶瓷的制备及性能研究

采用SHS法合成了Ti_2Al C、TiB_2、TiC三相复合陶瓷粉体;应用SPS技术制备了Ti_2AlC/TiB_2/TiC块体复相陶瓷材料;采用XRD、SEM和EDS等手段对复相材料的相组成、微观形貌进行了分析。研究结果表明:在所制备的复相块体陶瓷中,Ti2Al C为基体相,TiB_2和TiC弥散分布于基体相中;复相块体陶瓷具有高的致密度,为99.6%;显微硬度平均为12.96 GPa;断裂韧性为45.28 MPa·m~(1/2),这为下一步研究其可加工性提供了实验依据。     

用硫化铵制备纳米二硫化钼固体润滑剂微粒

以钼酸铵和硫化铵为原料,通过化学沉淀法制备了前驱体三硫化钼.再经过氢气份脱硫制备了纳米二硫化钼固体润滑剂微粒.利用透射电子显微镜(TEM)、激光粒度分析仪和X射线衍射(XRD)对粉体粒子形貌、大小和相结构进行了分析.结果表明:制备纳米二硫化钼微粒的条件为pH值为6.0.煅烧温度为500℃,保温时间为30min,所得微粒粒径为20～40 nm左右的球形颗粒.     

硅溶胶强化辅助制备C纤维增韧氧化铝结合莫来石陶瓷基复合材料

通过氧化铝先驱体溶液循环浸渍热解结合硅溶胶浸渗强化的方法制备了三维C纤维预制体增韧的氧化铝结合莫来石陶瓷基复合材料 ,研究了氧化铝浸渗工艺对试样增重率、气孔率以及热处理温度对试样内气孔尺寸和分布的影响 ,分析了复合材料物相、微结构以及复合材料的力学性能。结果表明 ,硝酸铝饱和溶液浸渗纤维预制体并热解后试样的增重率和开气孔率呈类似抛物线曲线 ;由于硝酸铝分解生成氧化铝的煅烧温度不同 ,氧化铝晶态及物理特性不同 ,试样内气孔尺寸和分布差别较大 ;选择经过 115 0℃预处理的试样进行硅溶胶浸渗 ,然后 14 0 0℃处理 2h ,氧化硅与氧化铝完全反应生成莫来石 ,获得了较为致密的复合材料 ,室温三点弯曲强度和断裂应变分别为 180MPa和 2 .2 %。     

尿素法制备氮化物陶瓷材料的研究进展

综述了近年来尿素法制备氮化物陶瓷粉体、涂层、纳米管和陶瓷基复合材料等的研究进展,并对其发展趋势作了展望.     

硝酸根与柠檬酸的摩尔比对低温燃烧合成钛酸钡的影响

以Ba(NO3)2-TiO2-C6H7O8@H2O为体系,在600℃的加热温度下进行低温燃烧合成实验,制得粒度为200n～350nm的四方相BaTiO3陶瓷粉体.研究表明体系中硝酸根与柠檬酸的摩尔比为2.5～3.0时,体系燃烧最完全,形成比表面高(2.47m2/g)、颗粒细小、孔隙率大的钛酸钡粉末.     

单体引入方式对聚苯乙烯微球粒径分布的影响

利用分散聚合技术,采用单体滴加法合成了具有优良单分散性的3.8~7.1μm聚苯乙烯微球。研究了不同单体引入方式对所制备微球的形貌、粒径及粒径分布的影响。发现在最佳滴加速率下,单体滴加法所制备微球的分散系数均小于4.8%,单分散性远高于一次引入法所制备的微球。结合聚合反应动力学研究,阐明了单体滴加法的反应机理及滴加速率的影响规律。结果表明单体滴加法是制备高单分散性的3.8~7.1μm聚苯乙烯微球的有效方法。     

粉煤灰特性及其甲烷催化燃烧性能的试验研究

针对粉煤灰富含氧化硅和氧化铝的组成特性,结合甲烷燃烧催化剂载体的研究现状,提出了一种粉煤灰作为甲烷燃烧催化剂载体的高附加值利用的新方法.对粉煤灰的粒度特性、微观形貌等进行了分析,测试了粉煤灰的甲烷催化燃烧性能,研究结果表明粉煤灰由于其特殊的组成和晶体结构,表现出一定的催化活性.并详细考察了粒度、活性组分负载浓度对以粉煤灰为载体三氧化二铁为活性组分的催化剂性能的影响.     

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。     

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。     

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.     

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。