双基固体推进剂药柱非线性蠕变特性实验研究

研究了某双基固体推进剂药柱的非线性蠕变性能。依据固体推进剂药柱试件在不同温度、应力水平条件下的蠕变实验,分析其蠕变行为的非线性特性。实验结果表明,其力学性能与时间、温度、应力强烈相关。构建了参考温度20℃和参考应力5 MPa水平条件下的蠕变柔量主曲线。理论和数值计算表明,较高温度和应力水平下的固体推进剂药柱短期蠕变实验,可用于预测其在较低温度和应力水平下的长期蠕变行为。利用5级Prony级数模拟的蠕变柔量函数与实验叠合主曲线能很好吻合。     

预冷组合循环发动机吸气式模态建模与性能分析

为了对预冷组合循环发动机开展性能分析，以协同吸气式火箭发动机（SABRE 4）为研究对象，采用部件法建立了发动机稳态模型，计算获得了SABRE 4发动机在吸气式模态下沿飞行弹道的性能参数变化规律。然后对发动机的高度和速度特性进行研究，得到了发动机的飞行包线。计算结果表明，在吸气式飞行弹道内，核心机推力和比冲的变化分别为488~680kN和34786~46954m/s。SABRE 4发动机具备推力大和比冲高的性能优势。在预冷器工作过程中，随着飞行马赫数增大，预冷器换热量不断增大，进入预燃室的氢流量减小，预燃室总温降低，HX3的吸热量减小。与其他压气机和涡轮相比，空气压气机和氦涡轮的工作参数变化较大。SABRE 4发动机通过对来流空气进行预冷，可实现在大空域和宽速域内工作。由于空气压气机的喘振和堵塞边界限制，发动机的高度和速度特性分别存在飞行高度和飞行马赫数的限制。     

涡轮叶片累积损伤指数模型及服役可靠性评估

高压涡轮(HPT)叶片是民用航空发动机的关键结构件之一，直接关系到发动机的性能、可靠性与使用寿命。提出了一种HPT叶片服役可靠性评估方法，基于服役条件下的历史工况参数，结合发动机性能模型、叶片关键点应力、温度计算模型、蠕变损伤评估模型对叶片蠕变损伤进行计算，之后考虑服役条件下的多模态数据，针对蠕变失效建立了累积损伤指数模型，融合历史协变量信息对叶片进行服役可靠性评估。仿真结果表明：采用文中定义的蠕变累积损伤指数，可充分利用发动机服役条件下的历史使用信息、状态参数及截尾失效数据，实现特定使用条件下的涡轮叶片服役可靠性评估及剩余寿命预测。相较于传统的可靠性分析方法，累积损伤指数预测模型能够基于单机服役条件提供更加可靠的评估结果，可为航空发动机运行风险评估与视情维修决策提供更好的支持。     

2219铝合金单轴拉/压蠕变时效行性行为研究

为研究2219铝合金在蠕变时效成形过程中，不同应力状态（拉/压）对其蠕变行为的影响规律，采用室温拉伸的方法研究了165~185℃内单轴拉/压2219铝合金力学性能的变化。结果表明：最佳蠕变时效时间为11 h；在相同的时效制度下，拉/压应力蠕变变形量均随着温度的升高而增加，拉应力的蠕变变形量始终大于压应力的蠕变变形量；无论是拉/压应力蠕变时效还是无应力常规时效，其时效后的性能均随着温度的升高而降低，然而，拉应力时效后性能的下降幅度最为明显；最后，在时效温度为165℃时，不同应力状态下的各项性能指标均表现为最佳。     

考虑温度效应的干纤维预制体压缩蠕变模型

纤维织物预制体蠕变/回复行为的描述对于模拟复合材料的制造过程至关重要。为分析与预测CF3031干纤维预制体在预成型过程中的厚向变形行为，进行了干纤维预制体的蠕变/回复实验，并对实验结果进行计算分析，建立了材料本构模型。首先，采用最小二乘法原理和叠加原理对比分析不同蠕变计算模型对CF3031干纤维预制体蠕变/回复实验数据的蠕变部分及整体拟合效果。结果表明，Burgers模型整体计算效果优于其他模型。而后，在传统Burgers模型的基础上，提出了1个单方程形式且适用于不同的蠕变应力和预成型温度的材料模型，用于描述干纤维织物预制件时间依赖性的厚向蠕变/回复行为。模型系数根据实验数据分析及最小二乘法获取。最后，将建立的本构模型用于预测新设计的实验结果，结果显示实验曲线与模型预测曲线基本吻合，证明了该方法的有效性。     

液氮温区二维指向深冷环路热管设计与实验研究

空间二维指向机构与红外探测器配合，有利于实现对空间目标大范围的动态追踪、指向、快速定位等功能。将深冷环路热管（CLHP）与二维指向机构耦合，可以大大降低系统机构的复杂程度，实现远距离热传输，提高探测精度和转向灵活性。为此，设计研制了液氮温区二维指向CLHP。对设计流程和部件参数进行了介绍，通过伺服电机驱动实现了俯仰、偏航±90°以上的转动。通过开展热真空实验，研究了不同工作参数对超临界启动和传热极限的影响。结果表明：所设计的系统具有最大13 W的传热能力，适当提高充装压力有利于提高系统的稳定性和传热能力，增大次蒸发器辅助载荷有助于提高最大传热能力。