电子束固化高模量纤维增强复合材料力学性能研究

用湿法缠绕工艺制备了M40／EB99—1预浸料，研究了电子束固化高模量石墨化碳纤维M40增强EB99-1环氧树脂复合材料的常规力学性能、耐热疲劳性能和热物理性能，并与M40／5228、M40/4211等热固化复合材料的性能进行了比较。实验研究表明，除了剪切强度稍逊于热固化M40/5228复合材料外，其它常规力学性能都优于热固化M40／5228、M40/211复合材料，表现了较好的综合力学性能。电子束固化M40／EB99—1复合材料经冷热交变循环后的性能明显优于热固化M40／5228、M40/4211复合材料，表现了较好的耐热疲劳性能。     

变温热源内可逆布雷顿循环功率密度优化

计人工质与高、低温侧换热器的热阻损失，用有限时间热力学方法，导出了变温热源条件下内可逆布雷顿循环功率密度与压比间的解析式，借助于数值计算，研究了高、低温侧换热器的热导率分配和工质与热源间的热容率匹配对功率最大密度的影响。     

内螺旋花键冷挤压成形工艺

介绍了某产品齿轮挡块 45°内螺旋花键的冷挤压成形工艺，包括模具设计及试验过程。     

旋转对固体火箭发动机燃烧室燃气流动的影响

采用RNG k-ε湍流模型,计算了某管状装药旋转固体火箭发动机在不同旋转速度情况下的燃烧室喷管统一流场,着重分析了不同转速情况下燃烧室内燃气流动的特点,得到了该发动机燃烧室内旋流切向速度沿径向分布趋势以及旋流涡核半径在不同转速情况下的变化特点,对燃烧室前封头局部区域的流场结构也进行了较为细致的分析.     

飞机日历寿命试验的介质成分确定和加速方法

 针对飞机使用环境,研究了飞机日历寿命试验中的腐蚀介质成分确定方法和加速方法。进行了5 ℃,25 ℃,50 ℃这3种温度和4种介质浓度下的30CrMnSiA结构钢和LY12CZ铝合金两种金属的纯腐蚀和腐蚀疲劳试验研究。得到的试验曲线表明,它们的腐蚀动力学规律都近似遵循线性关系,每条曲线的腐蚀速度也基本保持不变。从而认为,飞机日历寿命试验介质成分最好选用飞机所在机场使用环境的各腐蚀介质成分,加速腐蚀试验的最好方法,就是在此机场的各介质成分上加权,加权越高,加速越快。这个结论得到了试验验证。     

基于ABAQUS裂纹自动扩展二次开发及分析

基于ABAQUS平台应用Python脚本语言开发了一套裂纹自动扩展程序包,该程序包含有众多子程序,可实现从参数化建模到提交计算,提取并分析结果文件等全部功能.通过二次开发能避免重复建模,节省分析结果文件等工作所需的大量时间,显著提高工作效率.该程序可分析并模拟出裂纹扩展轨迹曲线,并已用于飞机壁板裂纹扩展轨迹的分析工作,有一定的工程价值.     

Collision risk-capacity tradeoff analysis of an en-route corridor model

Flow corridors are a new class of trajectory-based airspace which derives from the next generation air transportation system concept of operations. Reducing the airspace complexity and increasing the capacity are the main purposes of the en-route corridor. This paper analyzes the collision risk-capacity tradeoff using a combined discrete–continuous simulation method. A basic two-dimensional en-route flow corridor with performance rules is designed as the operational environment. A second-order system is established by combining the point mass model and the proportional derivative controller together to simulate the self-separation operations of the aircrafts in the corridor and the operation performance parameters from the User Manual for the Base of Aircraft Data are used in this research in order to improve the reliability. Simulation results indicate that the aircrafts can self-separate from each other efficiently by adjusting their velocities,and rationally setting the values of some variables can improve the rate and stability of the corridor with low risks of loss of separation.     

带执行装置的压气机系统建模及仿真

针对压气机主动稳定控制对模型的要求,以Moore-Greitzer模型为基础,首先将模型进行空间离散化,用平均分布在压气机周向环面的离散位置点来描述流量扰动,建立了反映压气机周向动态特性的多维状态空间模型;其次以喷气装置作为主动稳定控制系统的执行装置,通过分析加入喷气装置后对流动区域产生的质量和动量影响,同时考虑气流从喷气装置出口到压气机起始平面存在的时间滞后,建立了带执行装置的压气机系统动态模型.以某压气机为例,对压气机失速行为及喷气状态下对失速的抑制作用进行仿真,结果表明:所建立的模型可以反映压气机旋转失速动态过程,通过控制喷气流量能拓展压气机的稳定工作范围,有效抑制压气机失速,模型可用于压气机主动稳定控制系统分析与设计.      

一种星敏感器-陀螺组合定姿的实时在轨标定方法

研究了一种星敏感器一陀螺组合定姿方式中的姿态敏感器误差的实时在轨标定方法。首先,选择直观的欧拉角作为姿态描述参数,根据星敏感器和陀螺的测量原理建立星敏感器一陀螺在轨标定的测量方程和状态方程,并以此建立数学模型。其次,采用简单高效的EKF（ExtendedKalmanFilter,扩展卡尔曼滤波）作为估值算法,进行了在轨标定数值仿真。对于航天器姿态定向中出现的姿态角和星敏感器安装角之间的耦合问题,通过在特定姿态通道上施加简单姿态机动实现了解耦。数值结果表明,该实时在轨标定方法,尤其是所提出的姿态角和星敏感器安装角解耦策略,可以实现对航天器姿态的实时精确估计以及对星敏感器安装误差、陀螺常值漂移和相关漂移等误差的实时在轨标定。该方法可用于航天器姿态测量设备的实时在轨标定和航天器姿态的高精度实时确定。     

冲击射流的彩虹纹影实验研究

超声速冲击射流在短距、垂直起降飞行器（S/VTOL）以及火箭发射等方面应用广泛,但是伴随着流场与噪声等诸多方面的问题。要研究这一类问题,必先研究这一类超声速流动的波系结构。文章利用彩虹纹影测量系统,对不同距离不同压比的冲击射流进行实验研究,得到了清晰的彩虹纹影实验结果,细致地呈现了冲击射流的波系结构。基于实验结果,对三种不同结构的冲击射流的波系结构进行了详细分析。发现喷嘴与挡板距离较大时,形成的射流结构与自由射流相似,壁面附近的射流区域不明显。随着距离减小,冲击射流出现壁面冲击区附近射流比较剧烈的现象。距离进一步减小时,出现滞止泡等结构,滞止泡的形状与压比相关。此外,实验表明冲击射流形成的马赫盘大小、形状与来流压比相关。