高效隔热材料结构与性能研究

以陶瓷隔热瓦和纳米隔热材料为研究对象,揭示了高效隔热材料结构与性能的关系.研究结果表明:随着密度的增加,隔热材料室温热导率和力学性能随之增加;陶瓷隔热瓦平面方向和厚度方向的结构和性能存在明显差异;复合纳米结构后,材料的隔热性能明显提高;室温热导率从43 mW/(m·K)降低至36 mW/(m·K);添加少量功能添加物后,材料的高温隔热性能进一步提高,高温考核中背面温度从668℃降低到576℃.同时介电常数从2.2％增加到6.6％;通过气相超临界工艺在材料表面接枝有机基团,材料表面疏水状态发生显著变化,材料具备了防水和低吸潮的特性.     

大尺寸薄壁钛合金筒体结构的离心精密铸造

采用离心精密铸造方法,初步研究了铸造大尺寸薄壁钛合金筒体(直径660 mm,高750 mm,壁厚4 mm)的可行性。结果表明:离心转速较小时,Ti-6Al-4V筒体无法完整充型,而较大的转速可实现完整充型。对于完整充型的筒体,其内部疏松缺陷数量随转速提高而减少。对于给定转速和具有均匀温度场的型壳,筒体中疏松缺陷数量随熔液路径增长而增加。采用Y2O3面层型壳可获得无α壳层的表面质量良好的精密铸件,其内部疏松可通过热等静压消除。铸件的晶粒度随铸件截面厚度变化改变较大,需通过微合金化和后续热处理等措施加以调整。     

A 型蜂窝夹层结构平板基本力学性能

研究了以NH-1-2.75-72 Nomex蜂窝为芯层、SW-110A/5258高温固化环氧树脂玻璃布预浸料为蒙皮材料的A型蜂窝夹层结构平板基本力学性能.A型蜂窝夹层结构平板采用热压罐一次固化成型.测试了A型蜂窝夹层结构平板的弯曲、侧压、拉剪及滚筒剥离性能.结果表明:A型蜂窝夹层结构平板基本力学性能满足耐高温机载天线罩和卫星整流罩的设计要求.     

基于细观颗粒夹杂模型的复合固体推进剂松弛模量预测

为更准确地预测不同固体颗粒体积分数的复合固体推进剂的松弛模量,采用了分子动力学方法对不同体积分数的复合固体推进剂细观模型进行建模.根据有限元理论及细观力学均匀化方法,计算在定应变工况下复合固体推进剂细观模型的平均应力随时间的变化,从而有效地预测复合固体推进剂的松弛模量.该方法有效地体现了随填充颗粒体积分数的增大,复合固体推进剂瞬时模量逐渐增大的变化规律及颗粒随机分布对复合固体推进剂瞬时模量的影响.将其应用到复合固体推进剂的设计过程中,可有效降低设计成本,缩短设计周期.      

新型一体化热防护系统热力分析与试验研究

高速飞行器对结构效率的苛刻要求使得热防护系统不断趋于向轻质化、集成化方向发展,新型的力热耦合一体化热防护系统(ITPS)极具发展潜力.首先阐释了一种新型一体化热防护方案的概念与特点,总结了一体化结构设计的基本原则,数值分析了结构参数对背面温度响应、屈曲临界载荷的影响,结果表明腹板厚度对背面温度以及屈曲临界载荷的影响最大.然后设计并加工制备了ITPS的面板与单胞试验样件,分别展开了800℃的高温防隔热性能试验考核和屈曲性能的力学试验研究;试验表明腹板结构是引发热短路效应和屈曲的关键因素,屈曲试验与模拟结果吻合,高温屈曲分析表明温度梯度对屈曲特征有较大影响.     

镍基单晶合金初始细观结构及变形影响因素研究

通过对国内外大量镍基单晶合金的细观试验现象及结论进行分析,给出了单晶合金细观2相结构的主要变形特征,并研究得到影响单晶合金初始细观结构及其变形的3个因素分别为γ′初始尺寸、形状及γ/γ′初始错配度。结果表明：在高温、较高应力的条件下,γ′的初始尺寸为0.45 μｍ（γ′体积分数约为70％）,初始形状为立方块且不发生任何预筏化,初始错配度为负且绝对值较大时,合金的综合力学性能最佳     

大尺寸C/ E 面板铝蜂窝夹层结构筒形件成型工艺

对某大尺寸MT300碳纤维/648环氧树脂面板蜂窝夹层结构筒形件成型工艺进行研究,介绍了内外面板成型工艺、“F”形前后金属端框与铝蜂窝夹芯插接工艺以及“F”形前后金属端框、内外面板与蜂窝夹芯的组装整体固化技术.通过模具设计优化大尺寸夹层结构筒形件尺寸满足设计要求,并解决了内外面板-蜂窝夹芯-前后金属框组装整体固化技术成型难点.     

腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评估的可靠性方法

腐蚀是飞机结构损伤的主要形式之一,严重影响着飞机的结构完整性、可靠性和飞行安全性。某型退役海军飞机曾长期在高温、高湿、高盐雾的沿海机场服役,选取并分解该飞机不参与受力的进气道蒙皮构件,加工制作成标准疲劳试件,通过试验得出剩余寿命。建立相应的疲劳寿命可靠性模型,运用MonteCarlo方法仿真计算可靠性寿命,并将计算结果与试验结果进行比较,初步验证可靠性理论模型的正确性。研究结果表明,该可靠性方法可以应用于飞机结构寿命评估。     

航空惯性稳定平台的框架刚度及模态分析

在航空惯性稳定平台的框架结构设计中,采用ANSYS有限元软件对其结构进行了刚度和模态分析,得到了大载荷作用下的应力、应变分布及模态特性,并根据分析结果对其结构进行了优化设计,以满足稳定平台的控制精度要求。分析结果表明,优化后的框架结构刚度得到了大幅的提高,同时其动态特性也得到了有效的改善。从而验证了在稳定平台设计中进行工程力学分析的必要性和合理性,为航空惯性稳定平台的设计提供理论依据     

基于ANSYS的航空轮毂辐板断裂原因分析

针对某型航空轮毂在径向-侧向联合载荷试验中的辐板断裂事故,建立了轮毂的力学模型,利用ANSYS软件进行有限元分析,获得了等效应力图,并进行了试验研究。结果表明,最大应力出现在辐板与毂部的过渡圆弧处;原型轮毂的最大等效应力大大超过了材料的许用应力是导致辐板失效的根本原因;优化轮毂的最大应力小于材料的许用应力,试验通过;有限元分析结果与试验结论吻合。