液体推进剂运载火箭爆炸热过程特性理论研究

建立了液体推进剂爆炸火球成长过程和火球辐射传热理论模型，研究了火球尺寸变化、火球持续时间、火球内部温度、火球辐射传递过程等方面的变化规律，理论预测结果与试验测量结果吻合。还讨论了火球升离地面的临界条件、高空环境对火球直径的影响和火球随风漂移等三方面的问题。     

驻定斜爆轰波起爆条件与结构的数值模拟研究

为了探究驻定斜爆轰波的起爆条件以及来流马赫数和楔面角对斜爆轰波形态结构的共同影响,基于二维欧拉方程和单步化学反应模型,对驻定斜爆轰波进行数值模拟研究。结果发现,斜爆轰波的起爆和结构受到来流马赫数和楔面角的显著影响,来流马赫数越小,形成斜爆轰波的楔面角条件越苛刻。随着来流马赫数和楔面角增加,波后混合气体温度升高,爆轰反应变得更加剧烈,使得斜激波诱导区域变短,未反应气团减少,接触间断面更靠近楔面,下游出现的涡结构也减少。     

碳纤维添加碳泡沫的电磁屏蔽效能及力学性能研究

为了制备高效轻质兼备优异的电磁屏蔽性能及力学性能的复合材料,本研究以酚醛树脂为基体,碳纤维为填料,经高温碳化制得了碳纤维添加酚醛树脂基碳泡沫。探究了碳纤维含量对复合材料的结构、电磁屏蔽效能及力学性能的影响。结果表明,碳纤维可以有效改善碳泡沫的泡孔结构,当碳纤维含量为3wt%时,泡沫基体的泡孔达到小且均匀的状态,平均泡孔直径为150μm,同时碳纤维可以有效提高碳泡沫的电磁屏蔽效能,当碳纤维含量为3wt%时,复合材料的压缩强度和弯曲强度分别达到了4.41和3.85 MPa,比纯碳泡沫分别提高了60.3%和71.8%。当碳纤维含量为5wt%时,碳泡沫对频率为8~12 GHz的电磁波的平均屏蔽效能达到35 d B。     

丁羟三组元固体推进剂燃烧工况下氧化锆热障涂层烧蚀与隔热性能分析

开展了丁羟三组元固体推进剂燃烧工况下几种不同工艺的氧化锆热障涂层烧蚀、隔热性能研究。通过正交试验,揭示了氧化锆热障涂层烧蚀、隔热性能影响因素(基体厚度、粘接层种类、面层种类及面层厚度)之间的主次关系,将为后续氧化锆热障涂层应用于固体火箭发动机领域提供了设计依据。     

运载器级间冷分离使用直接力姿控方法研究

侧向喷流直接力控制技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用.运载火箭作为跨大气层飞行器,可尝试采用该技术进行姿态、轨道控制.介绍了一种由侧向喷流发动机作为姿态控制执行机构的运载器,讨论了该运载器在级问冷分离过程中进行姿态控制的可能性,建立了运载器在大气层外飞行条件下的分离姿态动力学模型,并设计了滑模变结构姿态控制规律.仿真结果表明,所设计的级间分离姿态控制方法能降低上面级的初始姿态误差.     

2010年后美国主要军事航天装备的特性

介绍了2010年后美国主要的军事航天装备的发展状况,重点介绍了2010年后的美国军事航天装备主要采用的空间对抗措施,并在此基础上,对这些军事航天装备进行了初步的分析,为未来空间系统的发展提供了参考。     

大飞机货舱地板下部结构有限元建模与适坠性分析

为了研究大飞机坠撞特性及数值分析方法,选取大飞机货舱地板下部结构为研究对象,建立其有限元模型,实现显式动力学的求解与分析。考察倒置、固支的货舱地板下部结构在200 kg落重以7 m/s垂直冲击下的结构响应、吸能与失效的动态行为,识别落重冲击过程中结构变形与失效模式、冲击响应特性及能量吸收与耗散机理。仿真结果表明,货舱地板下部结构的机身框组件、支撑件组件是主要吸能结构,冲击能量的吸收主要依靠上述结构的塑性变形与失效,紧固件的吸能贡献仅占1%左右。     

光学自由曲面加工机床换刀误差辨识与补偿机制研究

为了达到光学自由曲面加工机床的精度要求,进行机床快刀伺服系统换刀误差的辨识与补偿。首先对机床快刀换刀误差进行理论分析,得到其对加工成形点的影响。再对快刀系统进行几何建模以及刀具轨迹建模,从而进行工件表面微观形貌预测,得到换刀误差影响规律,进而设计检测方案以及换刀误差补偿方案。通过在matlab中进行换刀误差加工补偿建模,得到补偿后面型PV值为0.04μm,补偿效果良好。     

考虑离心力与热应力非连续界面的微动磨损

航空发动机、重型燃气轮机等旋转机械的组合转子轮盘间多采用非连续界面连接,通过建立两轮盘的环形平面接触有限元模型,并进行冷态预紧、升速工况下的结构分析及稳态温度场下的热-结构耦合分析。研究了环形接触界面的接触应力、切应力、磨损深度等微动参量的演变规律。结果表明:预紧力单独作用下接触应力从内径到外径逐渐减小,内径处接触应力和切应力最大,磨损最严重;随转速升高,离心力增大,接触界面的最大接触应力增大,最小接触应力减小,造成接触应力分布不均匀程度及磨损加剧;稳态温度场导致盘间接触应力均值大幅度上升,严重加剧轮盘间磨损;从盘间接触应力分布均匀性与界面微动磨损情况来说,热载荷是造成组合转子非连续界面微动磨损的主要因素。     

Influence of blade negative twist on aerodynamic performance of cycloidal propeller

In order to improve the analysis accuracy of the influence of shape parameters on the aerodynamic performance of cycloidal propeller, a set of CFD methods suitable for the simulation of the cycloidal propeller flow field based on the dynamic overset mesh and Unsteady Reynolds time average method equation were established. The characteristics of the spanwise lift distribution and surface pressure distribution in case of different negative twist were provided. The influence of the negative twist on the aerodynamic performance of cycloidal propeller was emphasized. The results showed that, the change of negative twist caused the change of azimuth for cycloidal propeller lift. The larger the absolute value of negative twist, the lower the figure of merit of the cycloidal propeller; the smaller the negative twist, the more gentle the instantaneous aerodynamic fluctuation; the influence mechanism of negative twist on the aerodynamic performance of cycloidal propeller was generated from changing the non-uniform distribution of the cycloidal propeller''s effective angle of