单边膨胀喷管移动板的流固耦合研究

验证了基于CFD/CSD(计算流体动力学/计算结构动力学)串行双向耦合算法的准确性,并针对单边膨胀喷管上膨胀面末端移动板的可调方案,研究了不同移动板长度(150,180mm)与厚度(5,7mm)下的流固耦合响应.结果表明:流固耦合引起的振动会造成喷管气动参数的波动,移动板长度为180mm时,达到稳定后,与常规不计流固耦合的情况相比,喷管的升力下降1.38%,冷热态俯仰力矩差增加16.9%;移动板厚度相同时(5mm),较短移动板的气动性能较差,但动态性能较好:升力减小9.9%,而响应时间缩短44.7%;当移动板长度相同时(180mm),较厚的移动板同时拥有好的气动与动态特性:稳态时升力提高0.98%,冷热态俯仰力矩差减小10.5%,且响应时间减小40.4%.      

航空复合材料结构精密干涉连接技术综述

凭借在强度、韧性及寿命上的优势,复合材料尤其是碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）逐渐作为主承力结构应用于飞机产品,但由于极易产生连接损伤,其机械连接正面临"干涉破坏强度,非干涉降低性能"的矛盾。而其关键在于对干涉量的精密控制,即实现复合材料结构的精密干涉连接。针对此问题,本文分析了航空复合材料结构精密干涉连接的特点、难点与应用现状,并提出了航空复合材料结构精密干涉连接技术体系框架,重点归纳总结了航空复合材料结构精密干涉连接的三大核心问题：复合材料干涉连接孔周应力分析方法、干涉连接结构损伤萌生与扩展机理、干涉连接结构力学性能退化机制的学术发展脉络及现有问题,在此基础上,指出了未来航空复合材料结构精密干涉连接技术在模型、紧固件、工艺、材料等层面的发展趋势。     

界面相对3D-C/SiC复合材料热膨胀性能的影响

利用减压化学气相浸渗（LPCVI）技术制备了3D C/SiC复合材料,从热解碳（PyC）界面相厚度对界面结合强度和热应力的影响出发,研究了界面相对复合材料热膨胀性能的影响。结果表明:①界面相厚度对3D C/SiC复合材料热膨胀性能的影响主要归因于其对界面结合强度和脱黏面上的滑移阻力的影响。在一定厚度范围（约70～220nm）内,材料的热膨胀系数随热解碳厚度的增加而逐渐降低;②热处理可提高材料的热稳定性,并通过改变材料内部结构,使热应力重新分布,对复合材料的高温热膨胀产生显著影响,但是,并没有改变基体裂纹的愈合温度（900℃）。     

高校扩招对学生管理工作的影响及对策

随着我国高等教育大众化进程不断加快,终身教育体系和学习型社会的构建对现行高等教育体制面临极大挑战,尤其是高校学生管理工作必须改进。为此,高校学生管理工作者应该树立新的管理观念,探索新的管理模式。     

GH169高温合金孔挤压强化层的微观结构

采用透射电子显微术,研究了ＧＨ１６９高温合金孔挤压强化层的微观结构。实验结果表明,强化层内位错呈现平面状滑移和交滑移混合特征。随距孔边距离的增加,滑移带变得不甚明显,位错胞的直径略有增加。强化层内的孪晶数量很少,孪生不是ＧＨ１６９合金的主要变形方式。在合金中的γ'、γ”及δ相周围,存在着高密度的位错缠结结构;ＧＨ１６９合金具有较大范围的孔挤压强化层,约为３ｍｍ的深度     

尺寸高稳定性复合材料桁架结构的研制

介绍了某卫星复合材料桁架结构的研制情况,通过材料选择、铺层设计、材料的热膨胀系数测试与分析,制造了高精度的复合材料桁架,并测量了结构的热变形。测量结果表明:采用高模量碳纤维复合材料能够制造出热变形只有微米级的高稳定结构。这是针对超稳卫星平台所需的尺寸高稳定性结构的首次成功探索。文章最后对进一步降低结构热变形、提高尺寸稳定性和测量精度提出了建议。     

固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的细观热结构特性分析

为研究固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的细观热结构特性,以组分材料之间界面分析为基础,完成热结构参数的实验测定与基于代表性体积单元的等效热物理参数的预测,得出轴编C/C复合材料的等效热膨胀系数与等效热导率系数。分析表明:基于代表性体积单元程序温度周期性边界条件的应用,可以较精确预测复合材料等效热膨胀系数和等效热传导率;得出了组分材料界面相对等效热结构参数的影响,组分材料界面相采用一定厚度的单元模拟更加接近实验数据;讨论了等效热膨胀系数和等效热导率随编织参数的变化规律。     

进气温度与压力对涡流管性能影响的实验

实验研究了涡流管进出口膨胀比(2~5)、节流阀开度(1~11)和进气温度(313~373K)对涡流管性能的影响,重点分析了制冷和制热温度效应随上述参数的变化规律.研究中发现:随着进口膨胀比增加,管内涡流强度增强,不同半径处气流的角速度梯度增大,涡流制冷温度效应增强10.9%,制热温度效应增强46.5%.随着节流阀开度增加,冷/热气流之间能量交换的程度提升,涡流效应增强,冷流率增大47.3%.随着进气温度增加,涡轮管性能逐步提升.实验结果表明:进气温度每增加20K,制冷温度效应平均增幅约为12%,制热温度效应平均增幅约为5%.      

孔冷挤压有限元仿真中的铰削分界面位置确定方法

开展孔冷挤压过程有限元仿真计算是残余应力分布获取和疲劳寿命预测的前提。在有限元建模阶段,设置铰削层单元与基体材料单元之间的分界面,是模拟铰制终孔工艺过程的关键。通过弹塑性力学分析,建立了挤压强化过程芯棒、衬套和被挤压强化连接孔的应力分析方法;基于分析中得到的不同位置处微单元的径向位移量,建立了铰削分界面相对位置计算模型。并开展了关键参数的敏感性分析,定量研究了关键参数变化对残余应力分布和径向位移量的影响程度。本工作为孔冷挤压强化有限元模型建立中,铰削层单元与基体材料单元分界面相对位置确定,提供了便捷可靠的方法。     

超声速喷管中激波分离诱发流场对称破缺的机理及其控制

为减缓或消除侧向力,开展了流动分离诱导流场对称破缺的机理研究。采用有限体积二阶迎风插值格式及k -ε湍流模型,数值模拟了某型超声速喷管的地面试车过程。详细分析了喷管内部的流场结构,着重讨论了喷管壁面附近出现的激波分离模式由自由激波分离到受限激波分离的转换过程。为了降低低空高背压条件下过膨胀喷管的侧向力,着重研究了喷管不同长径比、扩张比条件下的流场特性和流动分离模式。结果表明:在激波模式转换过程中能够诱发出极大的侧向力,改变喷管构型可以改善流场结构。适当缩短长径比和扩张比可以有效降低侧向力。长径比为105时将产生4 000 N以上的侧向力,而当长径比为095和115时,侧向力不超过20 N;当扩张比为539时,侧向力峰值达到4 000 N以上,而缩小扩张比到45时,侧向力明显下降。