带喷管脉冲爆震发动机单循环性能分析模型

利用特征线理论下爆震波传播过程的解析解形式,采用爆震室内气体状态均一化处理方法,将爆震波到达爆震室出口或隔离气体接触面(部分充填下)以后通过收敛扩张喷管的排气过程简化为固定容积排气的零维模型,在此基础上得到了相应的性能计算模型。通过与试验数据的对比表明,模型可以有效评估喷管结构尺寸对发动机性能的影响趋势,通过引入一定的拟合形式,可以计算同一发动机结构下不同状态时的性能。      

程序调参飞行控制律的研究与展望

概述了飞行控制律设计的几种主要方法。通过对比自适应飞行控制律和程序调参飞行控制律，总结了处于飞行控制器设计领域主导地位的程序调参飞行控制律的主要优点和不足．并就程序调参技术在现代飞控领域的研究现状及其在某先进飞机中的实际应用进行了介绍。最后，针对现代飞机的飞行特点，展望了程序调参飞行控制律今后可能的发展方向。     

图像导航技术的发展和应用

对图像导航的概念、特点做了详细的阐述.介绍了图像导航在机器人导航、导弹导航以及作为辅助导航系统的典型应用,并分析了图像导航在不同的应用领域中的特点、优点和局限性.文章对图像导航在微型飞行器导航中的应用也给出了较详细的分析.最后,对图像导航的前景和发展趋势做了预测.     

TC6钛合金的超塑性变形研究

 通过高温拉伸力学实验研究了T C6 钛合金在高温下的流动特性, 并利用扫描电镜观察了拉伸断口形貌, 分析了该合金的拉伸断裂机制。实验结果表明: ① 变形温度的升高和应变速率的降低, 有利于提高TC6钛合金的塑性变形能力; ②TC6 钛合金的最佳超塑性变形工艺参数为950 ℃, 0. 001s^{- 1}, 最大延伸率为267%;③T C6 钛合金在拉伸断裂时以韧性断裂为主, 但在不同的变形温度和变形速率下伴随着不同程度的脆性断裂;④拉伸断裂从夹杂物或第二相粒子开始, 且随着变形温度的升高和应变速率的降低, 解理断口的比例减小, 韧性断裂特征变得明显。     

基于智能材料结构的几种损伤评价方法

 材料或结构的损伤评价,由于其密切联系实际应用而一直受到广泛关注。参考了国内外最新研究成果,在对工程材料结构损伤评价常规方法作简述的基础上,着重介绍了基于智能材料结构的光纤传感、应力波和高频机械阻抗技术及其在工程中的应用,并讨论了研究中存在的一些问题以及进一步的工作。     

喷射沉积A1-Si-Fe-Mn-Cu-Mg合金的微观组织与力学性能

利用喷射沉积技术制备了Al-20Si-5Fe-(0～3)Mn-3Cu-1Mg合金。借助扫描电镜(SEM)、透射电镜(TEM)、X射线衍射和拉伸试验等手段研究了喷射沉积合金的微观组织和力学性能，分析了不同Mn含量对合金组织演变的影响。结果表明，当合金中加入3％Mn时，组织中针状的Al-Si-Fe金属间化合物被颗粒状的Al     

DELAMINATION FORMATION AND DELAMINATION PROPAGATION OF COMPOSITE LAMINATES UNDER COMPRESSIVE FATIGUE LOADING

Fatigue tests of the smooth composite laminates and the notched composite laminates under compressive cyclic loading have been carried out. The damage mechanism is discussed and analyzed. Damage evolution is monitored using stiffness decay. From these tests, it is found that the initial delamination occurs at the free boundary of smooth specimens, or the notch boundary of notched specimens, subjected to the compression-compression cyclic load. A point of view in relation to two-phases of compression fatigue delamination of composites is proposed, namely, compression-compression delamination consists of the delamination formation phase and the delamination propagation, and there is a “damage transition point” to separate this two-phases. Furthermore, an empirical modulus degradation formula and its parameters fitting method are presented. According to the test data handling results, it is shown that this formula is univocal and can fit the test data conveniently. In addition, two kinds of new anti-buckling devices are designed for these tests. At last, the E-N curves, the D-N curves and the S-N curve of the smooth carbon fiber reinforced composite laminates of T300/648C are determined to predict the fatigue life of the notched composite laminate. And the E-N curve of the notched specimens at the given load ratio R=10 and minimum load P_min=-0.45　kN is also measured to verify the estimated result of fatigue life.     

脉冲爆震发动机孔板型气动阀工作特性实验研究

采用流动显示和压力测量两种手段对应用于脉冲爆震发动机的三种不同阻塞比孔板型气动阀进行了试验研究。研究结果表明,在不存在燃烧的流场里,孔板型气动阀具有较强的阻隔压力波动的能力;然而对于采用自适应供油的脉冲爆震发动机,发动机点火后,由于压差,燃油液雾必然向上游流动,孔板型气动阀将处于可燃混合物中,较强的燃烧火焰穿越孔板时,孔板将担当起射流点火的作用,从而加速火焰的传播,最终破坏孔板阻隔压力回传的作用;增大孔板阻塞比可以减少燃油液雾的反流量,这有助于爆震室对进气系统的影响。     

基于相等期望值的相似集成法应用研究

引入多准则群决策计算专家意见的集成程度,可以有效解决AHP法判断准确度不足的问题。运用基于相等期望值的相似集成法来解决群决策意见一致度计算问题,有效克服Hsu和Lee的计算方法不切合实际的缺陷,为武器系统作战适用性评估提供了更好的理论支撑。     

航空发动机涡轮叶片发射率测量

对于复杂环境下的涡轮叶片表面温度场测量,红外测温技术是目前该领域最佳方法之一,而发射率的准确测量是红外测温的关键.本文针对涡轮叶片发射率的测量,阐述了热电偶对比法的原理和技术细节,并根据某型发动机涡轮转子叶片温度场试验测试的需求,在600-800℃温度范围内进行了发射率测量.试验数据分析表明,其发射率为0.914,可作...