超声高温熔体处理对Mg-Gd-Y-Zr合金晶粒及力学性能的影响

探究超声处理温度、超声处理时间及超声功率密度对Mg-Gd-Y-Zr合金晶粒和力学性能的影响。结果表明:超声高温熔体处理可有效细化Mg-Gd-Y-Zr合金晶粒,提高其力学性能;在660~750 ℃范围内,随着处理温度的升高,合金晶粒尺寸逐渐增大;相较于未处理合金,处理温度在750 ℃时,合金晶粒的细化效果更为显著。当超声功率密度为0~2.31 W/cm³或处理时间为0~90 s时,随着超声功率密度的提高或处理时间的增加,合金晶粒尺寸先减小后增大,转折点分别为1.29 W/cm³和60 s。合金的力学性能与其晶粒尺寸基本对应,合金的晶粒尺寸越小,其抗拉强度和伸长率越高。当处理温度为750 ℃、超声功率密度为1.29 W/cm³、处理时间为60 s时,与未处理的合金相比,合金晶粒尺寸减小53%,其抗拉强度和伸长率分别提高了31%和79%。     

双线圈高速开关阀的水击特性验证

高速开关阀是航天领域动力系统的关键元件,需要具备高频响和高可靠性。然而,高速开关阀的开关特性会使系统产生水击现象,降低系统的可靠性,尤其是在高速开关阀高频切换过程中会产生更多的水击压力波,致使系统中的水击变得更加复杂。因此,采用仿真和实验相结合的方法对不同频率下水击压力脉动的变化进行分析,最终通过对数据时域和频域的分析,发现了高速开关阀的水击压力脉动规律,研究结果可在航天动力系统中应用。     

大口径反射镜背部支撑结构的响应面优化方法

惯性约束聚变(ICF)装置中大口径反射镜在自重作用下的畸变常常导致其面形精度降低,从而降低整个激光装置的打靶精度。为了满足反射镜面形精度要求,以反射镜通光表面面形峰谷值(PV值)为优化目标,以支撑点位置为设计变量,对两种反射镜背部支撑方式进行优化研究。通过对试验设计方法、常用响应面类型和优化算法的分析,综合考虑优化效率与精度,最终选取Kriging响应面结合遗传算法开展优化工作。为提高优化效率,提出了两步优化策略。首先建立基于全设计范围的粗精度响应面模型,得到表示设计变量与目标量关系的曲面与初步优化结果。然后基于初步优化结果,缩小设计范围建立高精度响应面模型,进一步优化支撑点位置以得到最佳支撑形式。结果表明响应面优化的最优解与该点处的有限元计算结果非常接近,与在有限元模型上直接优化结果的误差在可接受范围内,但计算效率得到了很大提升。     

DSMC量子动理学化学反应模型的数值模拟

为评估直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法中新近发展的一种量子动理学（QK）化学反应模型,在自研高超声速稀薄气体流动数值模拟软件RariHV中实现该模型,并进行了单个绝热单元内的热泳平衡/非平衡反应测试。结果表明,数值解与理论解吻合良好,QK模型具有很好的预测化学反应流动的能力。为进一步验证QK模型在真实流动中的表现,还计算了高超声速绕圆柱的化学反应流动,QK模型计算的驻点线上温度和组分分布都与总碰撞能（TCE）模型结果吻合良好。相较于TCE模型,QK模型的优势是不再依赖反应速率系数的实验数据,在深空探测等化学反应数据缺乏的领域具有一定的应用前景。     

前驱体法制备Ta4HfC5超纯超细纳米粉体

利用实验室自制铪酸酯和钽酸酯为原料,经水解缩合后得到了含铪钽元素的聚合物PHT,引入酚醛(PF)作为C源,制备了Ta_4HfC_5前驱体,经固化、高温裂解后,获得了超纯超细Ta_4HfC_5纳米粉体。通过XRD、元素分析和SEM对不同工艺条件下陶瓷产物的晶相组成和微观形貌进行了表征;对陶瓷粉体进行了粒度分析。结果表明,合成的前驱体结构稳定,常温避光储存3个月后黏度几乎没有变化,对于复材加工的工艺适应性良好。在酚醛用量3.25 wt%(以PHT质量分数100%计算)、煅烧温度为1 450℃、保温时间为1.5 h的合成条件下,可以得到纯相的Ta_4HfC_5粉体,晶粒尺寸为25～50 nm,粒径分布在100～200 nm之间,Dv(50)=136 nm。     

执照培训类通航运行单位等效安全管理机制审核及评价方法

实施安全管理机制审核与评价对保障航空安全运行具有重要现实意义。本文首先结合通用航空安全运行特点,遵循民航安全管理规定明确等效安全管理机制概念内涵和构成要求,参照运输航空安全管理体系审核指南,制订执照培训类通航运行单位等效安全管理机制审核框架。根据等效安全管理机制审核流程,构建执照培训类通航运行单位等效安全审核内容清单和安全等级评价区间。最后采用基于改进层次分析法的TP14326E SMS模型实施管理机制评价,结论为探索执照培训类通航运行单位安全管理审核评价方法提供参考。     

基于自抗扰控制的BTT导弹自动驾驶仪设计

针对具有非线性、时变、强耦合和不确定性的Have Dash II BTT导弹控制系统,基于自抗扰控制理论,设计了一种新的BTT导弹鲁棒控制器。利用输入输出反馈线性化,将导弹控制系统分解成了3个单输入单输出的二阶子系统,输出变量的选取保证了系统是最小相位系统。采用自抗扰设计方法,估计并补偿系统中的不确定因素和三通道之间的耦合,以实现控制目的。仿真结果表明该BTT导弹驾驶仪具有良好的动态特性和强鲁棒性。     

CVI SiC涂层对碳泡沫性能影响

通过化学气相沉积法在柔性碳泡沫骨架上沉积生长碳化硅涂层,研究碳化硅涂层对泡沫材料的力学性能以及隔热性能的影响。利用SEM、XRD、压汞仪、电子万能试验机及导热分析仪分别对碳泡沫复合碳化硅涂层前后的微观形貌、物相组成、孔隙结构、抗压强度及导热系数进行测试。结果表明,碳泡沫骨架表面生长β-碳化硅涂层,随着碳化硅厚度增大:三维泡沫骨架结构存在的孔隙尺寸减小,孔隙率从99.68%下降至58.39%;泡沫试样压缩特性由类弹性形变转变为塑性形变,压缩强度从0.02MPa增至3.14MPa;单位热量传递截面积增大,传热量增大,试样导热系数从0.026 W/(m·K)升高至0.101 W/(m·K)。     

真空绝热板负压膨胀与吸盘响应关系

对于市场前景广阔的气相二氧化硅和玻璃纤维芯材的真空绝热板(Vacuum insulation panel,VIP),可以通过检测其内压值来检测VIP质量。本文以负压膨胀法(即逆真空法)原理研发了内压测试仪,可以快速有效地测试VIP板内压强值,以此判别该VIP板是否合格。对测试结果与理论值进行对比发现,该测试仪精确度较高,误差可以控制在1%左右。然后,研究了不同口径大小吸盘对玻璃纤维芯材VIP内压测试结果的影响,试验证明仅小口径吸盘才能成功地测试该类VIP板内压值。最后,采用MATLAB线性拟合模块研究了两种VIP板内部压强与导热系数的关系式,可以从理论上更好地指导VIP板的高质量生产。     

乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述

乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势:一是可以高效地捕获预压缩后的气流;二是通过优化,可以实现飞行器的高升阻比性能设计。基于这两个优势,乘波概念应用于高超声速飞行器机体/进气道气动一体化设计可分为两大类:乘波前体/进气道一体化设计和乘波机体/进气道一体化设计,前者主要利用乘波体高效捕获预压缩气流的特性,而后者则同时利用乘波设计的两个优势。本文总结了国内外学者将乘波概念应用于机体/进气道一体化设计的两大类方法,对其进行了较为细致的分类,归纳总结出"通过设计基准流场进行流向设计、应用吻切理论或几何拼接方法进行展向设计"的总体设计思路,分析了今后的研究发展趋势。