固体火箭冲压发动机燃烧室热防护层烧蚀计算

为了研究冲压发动机燃烧室的热防护性能，用类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面的烧蚀，其中考虑了热解气流对烧蚀的影响，并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数（指前因子）通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中，计算结果符合物理规律，并与试验结果符合较好，该项研究为冲压发动机燃烧室热防护层的设计提供了有效的分析手段。     

LY12,TC4,30CrMnSiA激光冲击处理疲劳断口分析

从疲劳断口形貌特征分析了激光冲击处理对铝合金ＬＹ１２、钛合金ＴＣ４、高强钢３０ＣｒＭｎＳｉＡ疲劳行为的影响。     

快速凝固耐热铝合金中的弥散相及其热稳定性

综述了快速凝固耐热铝合金中金属间化合物弥散相的研究现状,介绍了常见耐热铝合金中存在的弥散相,快速凝固工艺对弥散相形成的影响和弥散相的热稳定性及其影响因素,简要概述了弥散相的数量,分布,形状等和耐热铝合金常温和高温力学性能之间的关系。     

氰酸酯树脂在宇航复合材料中的应用

氰酸酯树脂是一种新型高性能宇航复合材料树脂基体。本文介绍了氰酸酯树脂的种类,聚合机理,性能特点及应用概况。重点综述了氰酸酯树脂基复合材料在宇航电子设备用的高性能印刷电路板,宇航结构部件,隐身材料,雷达罩和人造卫星等方面的应用情况和发展方向。     

含炔基酚醛树脂的合成与表征

研究了普通Novolac线性酚醛、氨催化resol型酚醛的炔丙基化树脂的简便合成;采用FTIR、 HNMR、GPC等表征了其分子结构;研究影响热固化过程的因素(分子量、炔基含量、羟甲基含量)和典型树 脂的固化动力学。黏度测定、DMA、TGA等分析结果表明该类树脂具有良好的工艺性,100℃的黏度不超过 400mPa·s;树脂可以在200～250℃进行热固化;热固化物耐热性比传统酚醛树脂有明显改进,DMA表明树 脂固化物具有高达370℃的玻璃化温度,TGA则表明其初始热分解温度在400℃以上;XRD结果表明树脂固 化物的碳化物是典型的玻璃碳。     

碳纳米管/碳复合材料的研究

以多壁碳纳米管和中间相沥青为原料制备了碳纳米管／碳复合材料，主要研究了碳管用量及热处理温度对材料制备的影响，考察了材料的弯曲强度、硬度和热、电传导性能。结果表明：随着热处理温度的增加，材料表现出较大的收缩和失重，碳管用量较少的样品失重、收缩更大，碳管用量15％(质量分数)的样品经2500℃处理后密度可达1．90g／cm^3；复合材料表现了远高于基体碳的弯曲强度和硬度；然而热、电传导性能远远低于基体碳。     

电子束物理气相沉积热障涂层寿命预测模型

为了准确预测热障涂层（TBCs）的剥落寿命，把涂层使用过程中所存在的潜在危险减到最低，建立精确的热障涂层寿命预测模型具有十分重要意义。本文介绍了一种电子束物理气相沉积（EB-PVD）技术制备的热障涂层的寿命预测模型。该模型是通过对EB-PVD热障涂层陶瓷的物理和力学性能、结合强度的测定，热生长氧化层（TGO）生长动力学的研究以及热循环剥落寿命数据的定量研究而建立的一个TBCs系统的非线性寿命预测模型。从涂层实际寿命与模型预测寿命对比发现，该模型预测的涂层寿命与涂层的实际寿命相吻合。     

GRP格式推广用于多维复杂流动的数值计算

采用算子分裂技术，将原始求解一线流动问题的高精度、高分辨率GRP格式推广用于包含各种不同间断解及其相互作用的多维复杂流动计算。以轴对称管端出口处激波绕射传播为例，作了数值模拟，得到与实验结果吻合很好的流场精细结构。     

陶瓷热障涂层的研究进展

综述了陶瓷热障涂层的材料体系研究进展，分析了陶瓷热障涂层的制备工艺、组织特点及其对涂层性能的影响，并指出了热障涂层今后的发展方向。     

超声速细长梯形翼背风面流型

给出了前缘后掠角65°，双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验马赫数为1．10、1．53、2．53、3．01和4．01，攻角范围5°～25°。借助于蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了脱体和表面流型照片。蒸汽屏显示表明：在机翼背风面三角形区域的脱体流型可在垂直于前缘的法向攻角和法向马赫数构成的坐标平面上，区分出七种不同的流型；在切尖区域，有侧缘分离涡形成，后缘拖出尾涡。从摄取的纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片一起，可获得机翼弓形激波位置随马赫数变化，以及激波－诱导分离线位置随马赫数和攻角变化曲线。在机翼上表面通过油流显示出主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其它有关实验和数值计算结果比较，符合得很好。