热压烧结法制备Cf／SiC陶瓷基复合材料研究

以有机硅先驱体聚碳硅烷为粘结剂,采用热压烧结工艺,制得了Ｃｆ／ＳｉＣ陶瓷基复合材料,并对其三点弯曲强度进行了测试和分析,结果表明：该工艺方法可方便的制得强度较高的陶瓷基复合材料单向板;其三点弯曲强度与试样的高跨比有很大关系,高跨比越大,弯曲强度越小;当高跨比为０．０７３时,材料弯曲强度为４７５．１ＭＰａ,断裂功为４．４７ｋＪ／ｍ＾２;材料的应力－应变曲线与普通陶瓷不同,表现塑性变形的非线性弹性特征     

刚性短切碳纤维预制体和酚醛浸渍碳烧蚀体的制备及性能杨

以短切碳纤维、热固性酚醛树脂为原料,经真空成型得到短切碳纤维预制体(Fiberform),再以Fi鄄

berform 为骨架、酚醛树脂溶液为浸渍液,经反应干燥得到酚醛浸渍碳烧蚀体( PICA)。结果表明:Fiberform 具

有明显的各向异性,当Fiberform 的密度由0. 13 g/ cm3增大到0. 18 g/ m3 时,其纵向压缩强度由0. 10 MPa 增大

到0. 39 MPa,横向压缩强度由0. 33 MPa 增大到0. 79 MPa。PICA 具有酚醛气凝胶/ 碳纤维复合型结构,其密度

可以通过控制酚醛树脂溶液浓度来调节。当PICA 的密度由0. 27 g/ cm3增大到0. 43 g/ cm3,其纵向压缩强度由

0. 45 MPa 增大到2. 42 MPa,横向压缩强度由1. 36 MPa 增大到3. 12 MPa。PICA 的隔热性能与Fiberform 相近,

其纵向和横向热导率分别为0. 08 和0. 11 W/ (m·K)。

     

基于优化SPOT和D-S证据理论的测试性验证方案

针对现有基于序贯验后加权检验的测试性验证方案对测试性设计指标之间的模糊参数空间考虑不足,以及未能充分运用测试性多源先验信息的问题,提出一种优化序贯验后加权检验和D-S证据理论相结合的测试性验证方案。首先,考虑测试性设计指标之间的模糊参数空间,构建三参数空间复杂假设,并基于Bayes理论研究序贯决策规则,同时确定决策因子以及决策阈值;其次,以测试性指标构成的参数空间为辨识框架,分别构造基于专家信息以及测试性试验数据等先验信息的基本信任分配函数,建立融合多源先验信息的优化序贯验证方案;最后,结合实例进行研究,并与经典验证方案、传统Bayes验证方案、序贯概率比检验方案以及序贯验后加权检验方案进行了对比分析。结果表明,该方案由于考虑了模糊参数空间以及充分融合了多源先验信息,有效解决了模糊参数空间的处理问题,同时所确定的平均故障样本量在决策支持的参数空间均优于其他方法。     

Y-La-Si3N4陶瓷的显微结构分析

通过采用溶液法引入烧结助剂Y2O3、La2O3的工艺，研究了热压自韧Si3N4陶瓷的显微结构特征，着重分析了烧结助剂合量及配比对材料显微结构的影响以及材料的显微组织和力学性能的关系。结果发现，自韧Si3N4陶瓷中β-Si3N4柱状晶的双峰分布特征以及显微组织的均匀性对材料的力学性能起着决定性作用。     

长实验时间对撞活塞压缩风洞原理研究

对撞活塞压缩风洞可获得长时间的高压高焓实验气流,是建造长时间运行高超声速风洞的新思路。采用简化分析和数值计算分析对撞活塞压缩风洞的工作原理,以验证对撞活塞压缩风洞的可行性。简化分析考虑定压比热随温度变化,基于流场均匀性假设,给出了实验时间以及实验气体状态参数随时间变化历程。采用商业软件 Fluent 对全尺寸风洞流场运行过程进行数值模拟,模拟结果表明:挤压式恒压装置可使风洞在较长时间内(约25ms)保持压强近似不变,与简化分析结果相符,但对撞活塞压缩会使管道内流场温度分布不均匀,导致温度出现波动(相差不超过180K),这是对撞活塞压缩风洞一个需要解决的问题。     

整体中空夹层复合材料经向弯曲刚度的预测

提出了预测整体中空夹层复合材料经向弯曲刚度的理论方法。根据织物结构特点,运用夹层梁理论推导出纯弯曲时面板承担的弯矩占总弯矩的比例,在此基础上建立了材料宏观弯曲刚度和面板弯曲刚度的关系式,从而通过计算面板刚度以及相应结构参数预测了材料经向弯曲刚度,并研究了不同织造参数下弯曲刚度的变化。通过与实验值和理论预测值的对比,验证了理论预测方法的正确性。     

绵阳机场一次雷暴天气过程空报原因分析

本文利用NCEP/NCAR再分析资料、MICAPS常规观测资料、自动站资料以及气象报文资料对2016年5月12日绵阳机场一次雷暴空报过程进行诊断分析,结果表明:(1)此次天气过程从地面到高层系统叠加较好,但是大气中水汽、能量及动力条件配合不好,导致12日雷暴天气过程出现了空报。(2)此次天气过程中大风产生的原因为冷平流较强,机场上空整层为下沉运动,动量下传,地面具有强气压梯度。(3)大风指数对大风预报具有一定指示意义。(4)影响系统移动速度判断不准是空报的另一原因。     

航空发动机极端条件下液雾自燃特性研究进展

贫油预混预蒸发（LPP）燃烧是目前最先进的民用航空发动机低排放燃烧技术,但在预混过程中面临的自燃与回火等风险,已成为制约其发展的瓶颈问题。在航空发动机燃烧室的高温（最高1000K）、高压（最高6MPa）来流极端条件下,预混预蒸发段内自燃属于受限空间内的液雾自燃,本文对与液雾自燃相关的实验研究进行回顾和分析。首先,描述民用航空发动机LPP燃烧室内的液雾自燃过程,分析液雾自燃的影响因素和特点,指出液雾自燃的重点研究方向;其次,对与液雾自燃密切相关的化学自燃研究进行简要综述,总结各物理参数对化学自燃的影响规律;最后,重点分析液雾自燃的实验研究现状,展示航空发动机极端条件下的液雾自燃随机性研究进展,探讨液雾自燃研究面临的问题和后续发展趋势。     

导弹推进剂贮箱结构强度及剩余寿命实验研究

用三点弯曲多试样方法对导弹推进剂贮箱主要材料LD10铝合金及其焊件的断裂韧性和疲劳性能进行了实验研究,得到了材料母材、热影响区和焊缝的断裂韧性J_(IC)和疲劳裂纹扩展速率da/dN的规律。结合无损检测信息可以对导弹推进剂贮箱进行安全性评定和剩余寿命评估。     

树脂基复合材料长时间烧蚀防热的应用研究

介绍了不同再入飞行器热防护材料的特点，指出长时间飞行器对防热层的要求。通过纤维织物改性和树脂基体改性研制了新型防隔热材料，并进行了性能测试和研究。结果表明：新型改性纤维／酚醛复合材料比传统的树脂基防热材料具有更好的隔热性能和抗烧蚀剥蚀性能，能够满足中低焓值、较低热流、烧蚀时间较长（300～700s）防热部件的防隔热要求。