航空发动机承力结构系统阻尼减振设计方法

针对典型高推质比涡扇发动机承力结构系统,提出了干摩擦阻尼减振的结构振动控制方法:在不损失支承刚度的前提下,于承力结构上设计具有动力吸振作用的干摩擦阻尼器,增强转子支承结构系统在宽频域内的阻尼特性,实现在工作转速频率内对承力结构振动响应的有效控制。通过理论分析和仿真计算,确定了干摩擦阻尼器结构特征及摩擦接触条件对减振效果的影响规律,并提出了承力结构阻尼减振的设计思路与流程。结果表明:干摩擦阻尼器可通过接触摩擦消耗承力框架的振动能量,合理设计阻尼器的摩擦因数和爪宽将进一步优化减振效果,算例中轴承座局部共振幅值衰减超过1个量级。      

高速转子系统支承结构及力学特性设计方法

针对航空发动机高速转子系统支承结构及力学特性设计问题,开展支承结构约束特性（支点位置和支承刚度）对转子系统刚度及转子动力学特性的影响分析,建立转子支承结构约束特性与转子力学特性关联力学模型。通过对转子系统支承结构特征参数与刚度特性、振动特性等力学特性的关联性分析,定量描述了转子支承约束特征及轮盘惯性载荷对转子系统动力学特性的影响规律,在此基础上,提出了基于转子变形控制的支承约束特性与转子力学特性一体化设计方法。仿真计算结果表明:对于高速转子系统可以通过对支点位置及支承约束刚度的设计,调整转子弯曲变形和临界转速的分布特征,使其在通过或靠近弯曲振型临界转速的高转速工作状态下,具有足够的安全裕度。这种通过结构特征参数的变化,优化转子系统力学特性的方法,对航空发动机总体结构布局及动力学设计具有重要的工程参考价值。      

一种广义Bodner-Partom黏塑性本构模型

针对Bodner-Partom黏塑性本构模型描述合金材料的率相关塑性和循环硬化行为时精度不足的问题,在无屈服面统一黏塑性本构理论框架内对其进行了改进：利用塑性势函数重塑了流动法则,摆脱了Mises材料的限制;在内变量演化方程中引入塑性应变率修正项并由非线性因子控制,拓展了不同的硬化/恢复演变方向。利用FGH96合金在550℃下的单轴拉伸及低周疲劳试验数据将广义B-P模型与原始B-P模型进行了对比验证,结果表明本文模型的模拟效果与材料非弹性特征吻合良好,具有克服应力应变滞回曲线“过方”问题和表达平均应力循环松弛的能力。模型对不同硬化机制的考虑对于高温合金材料更具优越性。     

深化“0.6+”型号科研生产模式

本文通过管控模式差异化、研制模式平台化、技术经济一体化深入实施,进一步深化“0.6+”型号科研生产模式。在推动与实施过程中充分发挥“集权化、模块化、标准化、最优化、外包”五大杠杆作用,将科研生产模式向核心产品配套单位延伸,从硬件为主到软硬结合,促进“0.6+”型号科研生产模式更加成熟,更加定型。     

星敏感器产品化工作的经验总结

星敏感器是较为典型的面向各类飞行器应用的基础产品。近10年,产品化工程实践总结了诸多有益的经验。在航天任务需求多样化和元器件自主可控成为趋势的大背景下,本文总结了成熟度较高的星敏感器产品在去型号化、技术状态控制和组批生产等方面的有益经验。     

螺旋式发射管内火箭燃气冲击流场数值模拟

用改进的MUSCL格式解三维、可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,计算和分析了火箭发射管内燃气冲击流场.在建立差分算法时,将有限体积离散和黎曼解算器相结合,简化了计算工作.首先,以小喉截面超声速喷管流动问题开展数值实验,数值结果与实验数据吻合很好;其次,计算了火箭发射管内燃气流场,获得发射管内气流压强和温度等物理参数分布.     

改善固体火箭发动机内绝热层抗冲刷性能研究进展

介绍了研究固体火箭发动机内绝热层抗冲刷性能的重要性，国内外改善绝热层抗烧蚀和抗冲刷性能的途径并提出今后的发展方向。     

先驱体转化法制备低成本碳纤维增强陶瓷基复合材料研究

综述了影响碳纤维增强陶瓷基复合材料成本的主要因素，比较了采用不同先驱体原料和制备工艺制备的陶瓷基复合材料的制备周期、成本及性能，为先驱体转化制备低成本陶瓷基复合材料提供一些参考。     

置换反应中银纳米结构的变化

银纳米材料的特性及应用取决于银纳米结构的形貌、尺寸等因素,本文通过制备具有一定形态的银纳米结构,研究纳米结构生长和转变机制.采用AgNO3和Zn反应置换银纳米粒子.采用光学显微镜、TEM、SAED等分析手段,考察了银纳米材料的形貌和晶体结构随反应时间和AgNO3浓度的变化.结果表明:随着反应时间的延长,银枝晶由密集树枝结构转变成分形结构;随着AgNO3溶液浓度的增大,呈现出从树枝状多晶逐渐转变为单晶的过程.     

脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验

 为了提高等离子体气动激励控制附面层的能力,进行了脉冲等离子体气动激励抑制NACA 0015翼型失速分离的实验,研究了等离子体气动激励电压、位置、占空比和脉冲频率等对流动分离抑制效果的影响。在来流速度为72 m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离,翼型的升力增大约35%,翼型的临界失速迎角由18°增大到21°。实验结果表明：分离越严重,来流速度越大,有效抑制翼型失速分离的阈值电压越大;等离子体气动激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;调节占空比,可以在控制效果相当的情况下,降低等离子体气动激励所消耗的功率;当脉冲频率使斯特劳哈尔数等于1时,控制效果最佳。