航天主结构复合材料及其软模辅助RTM成型工艺

文章对国内外聚合物基复合材料在航天主承力结构上的应用研究作了简要评述,重点介绍了采用软模辅助RTM工艺成型聚合物复合材料主承力结构的研究进展及应用现状.     

钎焊温度对GH4169/AgCuTi+W/Si3N4的接头组织与力学性能的影响

采用高纯度W箔中间层复合AgCuTi活性钎料对镍基高温合金(GH4169)与Si₃N₄陶瓷进行连接,系统研究接头的微观界面结构以及钎焊温度对GH4169/Si₃N₄钎焊接头组织和力学性能的影响。结果表明：采用AgCuTi+W复合钎料可实现GH4169/Si₃N₄钎焊接头的有效连接,其接头组织成分为GH4169/TiNi₃+TiCu+TiCu₂+Ag(s, s)+Cu(s, s)+W+TiN+Ti₅Si₃/Si₃N₄;钎焊温度对接头组织和力学性能有显著影响。当钎焊温度较低时,液态钎料中的Ti元素扩散到陶瓷与钎料界面的较少,没有形成明显的反应层;当钎焊温度增加到880℃时,Ti元素富集在陶瓷侧反应生成厚度为2μm的TiN和Ti₅Si₃反应层,此时接头的剪切强度最高,达到190.9 MPa...     

不同粘合剂改性硼基粉末燃料点火燃烧特性

使用重结晶及挤出滚圆的方法,制备了硼基粉末燃料,初步分析了GAP含量对粉末燃料形貌的影响.结果表明,提高GAP含量,可显著降低颗粒之间的粘聚现象,改善颗粒形状规则程度,其含量达到30％时,颗粒粒径较大、形状规则,流化性能好.在此基础上,通过点火燃烧实验研究了HTPB和GAP作为粘结剂对燃料的点火燃烧过程的影响.结果表明...     

LaNbO4-MoSi2复合陶瓷的制备及力学性能

采用高温固相反应法合成了LaNbO4粉末,并通过热压法制备了LaNbO4-MoS i2复合陶瓷材料。通过扫描电镜、金相显微镜、X射线衍射仪进行试样显微组织结构和断裂特征分析,测试了其显微硬度、抗弯强度和断裂韧性等力学性能。实验结果表明:合成的LaNbO4粉末有少量未反应的La2O3剩余,固相反应前原料粉的高能球磨使得反应后LaNbO4结构由单斜相变成以四方相为主。LaNbO4-MoS i2复合试样与单相MoS i2相比,其晶粒明显细化,致密性提高,强度、硬度和断裂韧性均有较大提高。采用具有畴切换增韧特性的LaNbO4颗粒作为一种新的增强剂对MoS i2基陶瓷进行复合改性具有一定的研究价值。     

非连续纳米相增强钛基复合材料研究进展与展望

非连续增强钛基复合材料（DRTMCs）,尤其是原位自生钛基复合材料具有优异的综合力学性能,在航空航天、海工等国防领域具有广阔的应用前景。该类材料研究体系主要以原位自生微米颗粒或与纳米颗粒混杂增强而实现钛基体的多元多尺度强韧化目的。研究发现,与微米增强体相比,纳米增强体（纳米陶瓷颗粒、碳纳米材料等）具有更大的比表面积以及更优异的综合性能,通过巧妙设计纳米增强体的微观结构,优化纳米增强体界面及增强体/基体界面,构型化调控纳米增强体分布,发展新型的非连续纳米相增强钛基复合材料（Nano-reinforced DRTMCs,NRTMCs）,能够大幅度提高复合材料的综合力学性能。因此,主要总结了近几年来的不同制备方法与技术,深入探讨了界面结构以及空间构型对NRTMCs力学性能的影响规律,提出了NRTMCs发展过程中遇到的关键技术难点以及解决方法,并展望了NRTMCs未来的发展趋势以及潜在应用。     

滑跃式高超音速巡航飞行器设计初步研究

在分析国外滑跃式高超音速巡航飞行器的发展现状基础上,提出了高超音速巡航飞行器的概念设计,对滑跃式高超音速巡航飞行器总体方案提出了设想。选择乘波构型建立了滑跃式高超音速巡航飞行器的气动布局,采用Euler方程数值解法Dahlem-Buck公式和切楔法对气动布局的亚、跨、超、高超音速气动特性进行了计算分析。由结果可见,建立的气动布局可满足总体方案设想中飞行任务要求。对滑跃式高超音速巡航飞行器的动力技术进行了初步研究,分析了采用火箭基组合循环发动机(RBCC)方案所需的燃料消耗。由初步分析计算结果可见,对于Ma≈10的滑跃式高超音速巡航飞行器,采用RBCC作为推进系统,可满足总体方案的技术要求。     

水平起降两级入轨系统的质量估算方法及应用

针对近地轨道运输任务,考虑不同飞行阶段的推阻特性差异和不同发动机模态的比冲变化,提出了适用于水平起降两级入轨（TSTO,Two Stage To Orbit）天地往返运输系统的质量估算方法.以8 t有效载荷为任务需求,对比研究了涡轮基组合循环动力-可重复使用火箭（TBCC-RR,Turbine Based Combined Cycle-Reusable Rocket）、火箭基组合循环动力-可重复使用火箭（RBCC-RR,Rocket Based Combined Cycle-Reusable Rocket）和可重复使用火箭-可重复使用火箭（RR-RR,Reusable Rocket-Reusable Rocket）方案,分析了级间分离点、一级飞行器推阻比和一级飞行器结构质量分数等参数对设计结果的影响.研究结果表明,级间分离点设计对TSTO总体方案影响很大,若使用RBCC型飞行器作为第1级,建议在超燃冲压模态后即进行两级分离;TBCC-RR方案比RBCC-RR方案起飞总质量更小,但RBCC-RR方案一级飞行器结构质量更小;减小TSTO系统起飞总质量的最有效途径是减小飞行器的结构质量分数,其次是提高飞行器的推阻比.      

单组元推力器毛细管两相流影响分析

单组元推力器在工作过程中产生的高温向毛细管处传递,使毛细管内产生气液两相流动。随着推进剂流量的减小,气相组分将不断增加,并会产生明显的气阻。文章就气阻对推力器的影响进行了专题研究,采用FLUENT软件,基于体积分数模型和多相流控制方程,对84种条件下毛细管内两相流的分布情况和两相流对推力器毛细管压差的影响情况进行了数值模拟,并通过两种推力器热试车开展了毛细管内两相流对推力器燃压影响的专项试验。数值模拟结果和试验结果表明,在毛细管内径足够小时,毛细管内的两相流引起的气阻均会导致毛细管内部压降的突然变化,从而引起推力器燃压阶跃,燃压逐渐降低,并进一步影响推力,使推力逐渐下降。     

飞机目标静态与动态测量的姿态一致性

对飞机目标静态与动态测量对比时的姿态一致性开展研究.介绍了目标特性测量中常用的几种坐标系,并给出了其相互转换关系.对静态测量和动态测量时典型的雷达视线和飞机目标的相对位置关系进行了分析,给出了静态测量和动态测量之间姿态解算的流程图.结合仿真实例,给出了某飞行航迹下雷达测量得到的飞机航迹结果,解算得到了飞行过程中极化坐标系和目标坐标系下雷达视线和飞机目标的相对位置关系.该研究成果有助于正确进行静态测量和动态测量时目标特性的对比,对于目标特性的动态仿真也具有一定的指导作用.     

Groebner基方法在LEO卫星网络路由优化中的应用

卫星网络中的服务质量(QoS,Quality of Service)多目标约束路由问题已被证明是一个非确定性多项式完全(NPC,Non-deterministic Polynomial Complete)问题.根据低轨(LEO,Low Earth Orbit)卫星网络拓扑变化有规律、可预知的特点,将Groebner基方法引入满足QoS多目标约束的路由算法中,应用算法前将QoS多目标约束问题转化为单目标约束问题,使它能够被多项式的最短路径优先(SPF,Shortest Path First)路由算法求解,从而通过Groebner基方法解决QoS多目标约束路由问题,保证了QoS参数的有效性.最后,将所提出的算法与启发式算法和最短路径优先算法进行了仿真比较.仿真实验结果表明,Groebner基方法有效降低了星上计算的难度,比传统方法能提供更好的QoS保证.