基于C-W制导的瞄准点修正技术

在分析C-W冲量制导误差源的基础上,指出主要摄动为C-W方程的线性化误差,相对J2项摄动误差和发动机的冲量假设误差.在求解得到主要摄动作用下相对运动方程解析解的基础上,提出了瞄准点修正技术,在计算量增加不大的前提下,不仅提高了C-W制导精度,而且实际制导曲线趋近于最优交会轨迹,燃料消耗接近最优解.     

火焰筒结构局部热屈曲分析方法

根据局部热屈曲的失效机理,考虑局部温度和压应力水平两个热屈曲主要因素,从以应力函数和挠度函数为变量的受热板控制方程出发,推导出薄壁结构热屈曲失稳边界的判据表达式.依据确定的热载荷和设计的压力载荷,确定火焰筒结构的局部热屈曲危险部位,并将子模型技术引入到热屈曲分析中,确定危险部位的临界温度和临界压应力,以此对火焰筒结构进行局部热屈曲判别.通过工程实例的初步验证,计算与试验结果吻合良好,对火焰筒结构设计具有重要的工程应用价值.     

PAN基高模量碳纤维微观结构研究

采用X射线衍射(X-ray diffraction,XRD)和拉曼光谱(Raman光谱)研究了3种自制PAN基高模量碳纤维(1#,2#,3#)的微观结构,并与M40J,M46J,M55J碳纤维进行了对比。结果表明:3种自制PAN基高模量碳纤维微晶尺寸的大小顺序为3#2#1#;1#到3#碳纤维表面和截面Raman光谱所获得的R值(D峰和G峰的积分强度比)均减小,石墨化程度升高,结晶性变好;1#碳纤维的结晶性介于M40J碳纤维和M46J碳纤维之间,2#和3#介于M46J碳纤维和M55J碳纤维之间;三者的石墨化程度略高于M46J碳纤维。     

柔性转子动力学特性及支承结构安全性设计

叶片飞失极限状态下,航空发动机转子系统承受冲击载荷和大不平衡载荷,载荷通过转子结构传递到支承结构,对支承结构造成严重损伤。从安全性的角度看,需要对航空发动机轴承-支承结构在极限载荷下的承载能力进行有效的定量评估。提出一种新型缓冲阻尼支承结构,通过对支点刚度突降和高阻尼设计,实现在止推轴承支点处大幅降低横向冲击载荷的影响。建立考虑支承结构刚度突变和阻尼特性的转子系统动力学方程,并计算突加不平衡激励下,转子系统支点动载荷分布的变化规律。结果表明:通过优化设计支点刚度和阻尼参数,缓冲阻尼支承结构,能够有效降低突加不平衡激励下止推滚珠轴承的支点动载荷,提高支承结构的安全性。     

三种高强铝合金高温组织实时观察研究

2219、2A14、2195铝合金是航天领域常用的三种结构材料，特别是2195合金，因其密度低、比强度和比刚度高等优势在航天的应用越来越广泛。本文基于高温金相实时观测系统，在50 K/min加热速率下对强化态（固溶+时效）下的三种铝合金常温（约25℃）至软化温度（约600～660℃）下微观组织及相组成的变化过程进行了实时观察。结果表明：强化态下的三种铝合金均在高于其固相线的温度下发生了熔化，高温金相视场中的初始熔化位置位于圆形相（含有Al、Cu元素）附近，而块状相（含有Al、Cu、Fe等元素）则最后发生熔化。重新凝固后材料显微硬度降低50%左右，表明基体中的增强相减少；先析α相中Cu含量降低，大部分Cu元素均富集于晶界上形成接近共晶成分的网状富Cu相；未溶块状相熔点较高，重新凝固后被推移到晶界。对三种铝合金分析对比结果表明，2195合金固液温度区间最小，高温下形成的网状富Cu液膜最容易被拉开，因此该材料热裂纹敏感性最大。     

毫米波亚毫米波波导类组件制造工艺进展

综述了毫米波亚毫米波波导类组件制造工艺的国内外最新研究进展，将当前最主要采用的制造工艺进行了分类阐述，包括机械加工改进与数控超精密工艺、电化学工艺、微机电系统（micro-electro-mechanical system， MEMS）工艺、高能束流工艺、3D增材制造工艺。介绍了各分类工艺应用中最新进展的典型成果，讨论了其工艺方法的优势与局限性，并依据波导类产品的应用需求对其工艺研究与发展的趋势开展了分析。结合毫米波亚毫米波波导类产品的应用场景与相关产品未来的发展趋势，进一步提出了各分类工艺在该领域未来可能的发展方向。     

风机叶片断裂原因分析

叶片在安装试运行过程中发生断裂,断裂位置位于叶根附近,通过对故障件的观察、测试与分析,确定了叶片发生低周疲劳断裂的原因是由于生产过程中工艺控制不良,叶片根部局部区域树脂固化不完全,导致该区域的强度、刚度极低,当受到疲劳载荷作用时在结构应力集中区域首先发生分层开裂、扩展直至最终失稳断裂。同时指出固化不完全的原因。