机载宽频雷达罩的研制

为满足耐高温(150℃)宽频带(18～40 GHz)的需要,选用石英纤维织物、聚砜改性环氧树脂和Nomex蜂窝芯为主要原料研制机载雷达罩,其单程平均功率透过系数≥87%,单程最小功率透过系数≥76%,力学性能满足飞行安全要求.     

用改进的Weibull方法分析纤维强度的长度效应

为了描述纤维强度与长度的关系,采用改进的Weibull统计方法对不同长度纤维的强度数据进行了处理.该方法有效地利用实验数据,将不同标距下的实验结果统一处理,并采用迭代步骤求取Weibull参数.由于将长度和拉应力作为统计参数,得到的纤维断裂失效函数综合反映了纤维长度和拉伸应力对失效概率的影响,更好地描述了强度与长度的分散关系.通过对芳纶APMOC和PBO的单丝拉伸实验验证了改进统计方法的优越性.     

Z125与N234对NR和S-SBR硫化胶增强效果的比较

在比表面积相近的情况下,探讨白炭黑(Z125)及碳黑(N234)对天然橡胶(NR)和溶聚丁苯橡胶(S-SBR)硫化胶的抗割口增长能力及动态力学性能的影响.结果表明,Z125和N234对NR和S-SBR两种硫化胶的增强效果相差不大;NR硫化胶的抗割口增长能力明显好于S-SBR硫化胶;NR中填充Z125的抗割口增长能力好于N234且随疲劳次数的增加Z125的优势更加明显,而S-SBR中填充N234的抗割口增长能力好于Z125且两者的抗割口增长速率基本不随疲劳次数的增加而改变;Z125使NR和S-SBR硫化胶在0℃和70℃下的tanδ值分别低于N234增强相应硫化胶.     

航空发动机篦齿封严特性数值模拟

本文运用数值计算方法,从分析齿腔内流场和篦齿顶板换热的角度研究了篦齿的封严特性。通过多种工况的计算,分析了雷诺数和齿顶宽与齿隙之比（T／C）对篦齿腔内流动、压降损失以及齿腔顶板换热系数的影响。计算数据和实验数据吻合良好,误差较小。研究表明：雷诺数、齿顶宽与齿隙之比影响着齿腔内部流动和换热的状态,是决定篦齿封严效果的主要因素。     

C_f/SiC复合材料与Ti合金的AgCuTi-W复合钎焊

本文利用AgCuTi-W复合钎料作中间层,在适当的工艺参数下真空钎焊Cf／SiC复合材料与Ti合金,利用SEM,EDS,XRD分析接头微观组织结构,利用剪切试验检测接头力学性能。研究结果表明：钎焊时,复合钎料中的Ti借助Cu-Ti液相与Cf／SiC复合材料反应,在Cf／SiC复合材料与连接层界面形成Ti3SiC2,Ti3Si和少量TiC化合物的混合反应层。复合钎料中的Cu与Ti合金中的Ti发生互扩散,在连接层与Ti合金界面形成不同成分的Cu—Ti化合物过渡层。钎焊后,形成W颗粒强化的致密复合连接层,W颗粒主要分布在Cu-Ti相中。W的加入缓解了接头的残余热应力,Cf／SiC／AgCuTi—W／TC4接头剪切强度明显高于CF／SiC／AgCuTi／TC4接头。     

柔性天线面对漂浮基星载天线扰动分析及抑制

 为了研究柔性天线面弹性变形对漂浮基星载天线的扰动,采用固定界面模态综合法和Lagrange方法,通过轴末端与天线面交界面的协调关系,推导了大范围运动的星载天线刚柔耦合动力学模型,其所建立的动力学模型计算效率高并具有足够的精度。分析了柔性天线面弹性变形对星载天线的扰动,利用PD+振动力反馈控制抑制系统振动,并基于Lyapunov方法证明了控制系统的渐近稳定性。仿真结果表明：天线工作过程激起了柔性天线面弹性振动,进而引起星载天线的抖动,严重影响了星载天线的指向精度;利用其控制策略能快速抑制系统振动。结论对天线指向精度的分析与控制具有重要的理论价值及工程实际意义。     

耐高温气凝胶隔热材料

介绍了气凝胶的基本特点,重点介绍了SiO2气凝胶、ZrO2气凝胶、Al2O3气凝胶、Si-C-O气凝胶隔热材料的耐高温性能,并对耐高温气凝胶的发展方向进行了展望。     

C/ E 复合材料网格缠绕结构一体化设计

根据多年的设计生产实践,总结了复合材料网格缠绕结构的优缺点。在发挥其优点的基础上,针对复合材料网格缠绕结构的缺点,提出了一体化设计设想,给出了一体化研制流程,并对流程中的各个环节进行了探讨。分析表明,对复合材料网格缠绕结构进行一体化设计可缩短研制周期,降低研制成本,从而可以使复合材料网格缠绕结构得到进一步推广使用。     

导弹到期火工品处理方法

国内外对导弹到期火工品的处理方法大多是直接销毁,没有使军费使用的效费比达到最大.文章结合导弹火工品特点,分别针对已知与未知结构和技术参数的火工品提出了寿命期内检测与到服役期后的处理方法,给出了延寿的具体措施和参考年限.这些工作既可以积累火工品的基本数据,又可以为其他类型导弹火工品到期处理方法提供依据,具有重要的参考意义...     

拉扭复合加载下相位差对2A12-T4铝合金高周疲劳失效的影响

采用航空工业常用材料2A12-T4铝合金,针对不同应力幅比,进行了拉扭复合加载下相位差对多轴高周疲劳失效的影响试验,研究了恒定应力幅比λ=1下相位差对多轴疲劳失效的影响,对不同应力幅比下疲劳寿命随着相位差的变化进行了对比,并分析了λ=1时不同相位差下试样的断裂形式。结果表明,在相同的Von-Mises等效应力下,当应力幅比λ=1时,随着相位差的增大,疲劳寿命逐渐升高,且与相位差的正弦近似成指数关系。在不同应力幅比下随着相位差的增大,疲劳寿命均呈现升高的趋势,但只有λ=1的情况对疲劳寿命的影响最大。试件断裂呈现Ⅰ型与Ⅱ型的混合型破坏特征,随着相位差的增大,试件断裂由Ⅰ型裂纹占主导逐渐过渡到Ⅱ型裂纹占主导。