高速加工的发展及其关键技术

介绍了高速加工技术的特点及发展，并重点介绍了高速主轴单元、高速加工进给系统、高速切削刀具材料等关键技术。     

Al/SiC复合材料的准分子激光表面改性

利用KrF准分子激光对SiC晶须增强铝基复合材料进行表面改性。借助于显微镜及X射线衍射技术,对激光处理前后试件表层的显微组织及化学结构进行了分析。结果表明,准分子激光处理后,试件表面形成了一个几微米厚的铝层。该薄层中基本上不含金属间化合物,SiC增强相的数量也显着减少。腐蚀测试结果表明,准分子激光表面处理后,材料的抗腐蚀性能得到了显着提高。     

膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究

提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现,建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型,得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系,以及发动机熄火应满足的条件,还进行了原理性热试车,成功实现了多脉冲工作。     

动能拦截器助推段导引方案研究

针对大气层外高速飞行的目标, 提出了一种可用于动能拦截器助推段的导引方法.建立了拦截器和目标的运动模型, 在分析可拦截约束条件的基础上推导出转移轨道计算方法, 同时通过对拦截器可发射区域中的转移轨道优化得到满足约束条件的有效发射区域, 并以点火时刻待增速度为性能指标来寻优计算获得发射参数.仿真结果表明, 该方法能有效实现拦截器助推段的制导控制.      

基于CAIV的航空发动机性能与费用的综合权衡模型框架

运用"费用作为独立变量"方法, 对航空发动机立项论证中的性能与费用的综合权衡与决策方法进行了研究.首先建立了航空发动机总拥有费用的参数估算模型, 研究了发动机主要性能参数与其主要设计参数之间的关系并建立了性能模型.然后研究了如何确定设计参数的约束条件即"权衡空间".最后将以上研究成果进行了综合, 建立了发动机性能与总拥有费用的综合权衡模型框架, 可用于发动机的设计参数与费用的决策.      

高温超导磁悬浮助推缩比试验系统动态测试分析

基于磁悬浮助推技术概念研究方案建立了一套悬浮加速缩比试验系统.从整体缩比模型振动试验出发,主要研究悬浮质量以及悬浮刚度对整体系统动态性能的影响,并在进行缩比单元动态试验结论的基础上,建立试验模型的加速试验动态采集系统,对整体模型进行运行性能试验.在试验基础上提出了提高磁悬浮推进系统运行稳定性的依据,并据此提出相应可行的解决方案设想.通过模型加速试验并采集试验数据定性分析磁浮系统的综合运动性能,以更好地评估系统稳定特性和品质,也为进一步研究磁悬浮助推发射的气动、分离系统稳定性和可靠性提供参考.     

C300 穿孔型等离子弧焊接焊缝结晶裂纹的研究

采用光学显微镜、扫描电子显微镜以及Thermal-calc 计算等方法分析了马氏体时效钢(C300) 穿
孔型等离子弧焊接(Keyhole-Plasma Arc Welding, K-PAW)过程中结晶裂纹的成因及形貌。研究认为,C300 虽
然具有良好的焊接性,但也会产生结晶裂纹。本试验条件下,影响高纯净C300 产生结晶裂纹的主要因素是应
变—温度增长速率,提高预热温度和增加线能量有利于降低结晶裂纹倾向。焊接热源对母材的预热作用有利
于已形成结晶裂纹的逐步止裂。具有凸形表面的焊缝以及细小等轴晶的焊缝的结晶裂纹倾向较小。     

直升机旋翼下洗气流对排气喷流的影响

采用数值模拟方法,对旋翼下洗气流作用下的排气喷流流动特征进行了研究,分析了旋翼下洗气流速度和排气喷口方向对排气喷流流动以及排气系统引射能力的影响.研究结果表明:排气喷流受到旋翼下洗气流的作用而发生明显的向后机身下方以及旋翼转动方向的偏转,其偏转程度随旋翼下洗气流速度的增大而加剧;当排气喷口向上排气时,排气喷流在旋翼下洗气流作用下的偏转能够形成对后机身表面的撞击,排气系统的引射能力有微弱的降低,引射系数减小约0.01;而当排气喷口斜向上或侧向时,排气喷流对后机身未形成撞击,引射能力得到了一定程度的提升,引射系数最大增大0.12.      

基于冷热电一体化的舱外航天服生命保障系统性能

基于质子交换膜燃料电池（PEMFC）和热驱制冷,提出一种舱外航天服生命保障系统冷热电一体化方案.在分别建立金属储氢装置、PEMFC、热驱制冷系统和辐射散热器数学模型的基础上,利用冷热电一体化的热力学分析理论和方法进行了典型案例的计算,并重点分析了核心构件热驱制冷装置的参数对舱外航天服生命保障系统性能的影响.与传统的冷热电分产舱外航天服生命保障系统比较,该系统仅消耗84.6g氢气,且不需要向空间排放工质,能源利用率高达85.29%,在工质消耗与能源利用率上有较大的优势.      

隔层式多脉冲发动机点火延迟数值仿真研究

隔层式多脉冲发动机点火过程较常规发动机有很多不同,为获得端燃型隔层式多脉冲发动机的点火延迟特性及其影响因素,建立物理和数学模型,采用MpCCI耦合器作为FLUENT与ANSYS的数据交换平台,模拟点火燃气填充隔层和隔层变形过程;采用FLUENT计算多脉冲发动机火焰传播过程及填充过程。计算结果表明,与传统固体火箭发动机相比,在相同点火药量的情况下,多脉冲发动机的点火延迟大大增加;推进剂燃速越高,点火延迟越小;燃烧室自由容积越大,点火延迟越大;隔层材料对点火延迟影响较小。可以通过适当加大点火药量和提高燃速来减小点火延迟。