碳纳米管有序增强体及其复合材料研究进展

碳纳米管(CNT)是迄今为止力学性能最高的轻质材料之一,同时兼具优异的导电性和导热性,作为新一代高性能增强材料具有难以估量的发展潜力。特别是以连续碳纳米管纤维和碳纳米管膜为代表与树脂复合制得的连续碳纳米管复合材料,被公认为是具有划时代意义的第3代先进复合材料。本文围绕连续碳纳米管纤维、碳纳米管膜及其与树脂复合形成的复合材料,介绍其制备方法、控制技术、结构特点、力学与功能特性等国内外研究进展,揭示了碳纳米管有序增强体中独特的多级结构特征与多级复合强化机制,阐述了该复合材料应用特色,并展望其应用前景与潜能,以期为碳纳米管纤维复合材料革新未来航空航天超轻结构的多功能化设计与研究提供参考。     

动量比对涡轮叶片气膜孔流量系数的影响

采用放大的叶片模型,利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行实验,测量了涡轮工作叶片表面不同位置处6排气膜孔的流量系数,研究了不同吹风比、密度比和雷诺数对流量系数的影响。结果表明：（1）用二次流与主流的动量比来描述气膜孔流量系数的变化规律较为恰当。该参数可以综合吹风比和密度比的影响;（2）气膜孔流量系数随动量比的增大而增加,在小动量比下,影响尤为明显;（3）叶片表面不同位置处气膜孔的流量系数有较大的差别。表明气膜孔出口处的流动状态对流量系数有较大的影响。     

叶片弦中区内部气膜孔局部换热特性实验

对叶片弦中区内部有、无冲击射流的气膜出流冷却方式中,冷气侧气膜孔局部换热特性进行了实验研究。无冲击射流时,主要研究了来流雷诺数、气膜出流与横流密流比的变化对气膜孔局部换热特性的影响;研究发现,气膜孔局部的换热均随两者的增加而强化,且孔后的换热要好于孔前的换热,越靠近孔的地方换热越强,并对倾角为30°和90°时气膜孔的“溢流效应”进行了比较。有冲击射流时,改变冲击雷诺数、横流射流密流比等流动参数,通过对数据整理得出了这些参数对其局部换热特性的影响规律。      

涡轮叶片尾缘斜劈缝气膜冷却数值模拟

采用数值模拟的方法,研究了涡轮叶片尾缘斜劈缝气膜冷却的流场特性,及其对叶背面尾缘温度分布的影响。研究了冷流喷射角为0°时,叶盆尾缘厚度H、叶盆尾缘倾斜角θ、冷气通道宽度d以及吹风比等因素对斜劈缝气膜冷却的影响。研究表明:尾缘劈缝冷气流出后呈先抬起后再附的流动特征,对应叶背面温度呈先升高后降低的分布特点,其最高温度出现在冷气出口下游约5H处;在冷气流量一定的情况下,叶盆尾缘的厚度和尾缘劈缝宽度对斜劈缝气膜冷却效果有着较大的影响,叶盆尾缘厚度越薄、冷气通道宽度d越小,气膜冷却效果越好;吹风比越大,气膜冷却效果越好;叶盆尾缘倾斜角θ对气膜冷却效果的影响很小。     

空间微小尘埃质量累积测量方法

利用石英晶体微量天平(QCM)测量技术,开展了针对空间微小尘埃累积质量流的原位测量方法研究,建立了石英晶体电极表面与尘埃粒子吸附的黏附力系数模型。结果表明,当电极表面与尘埃粒子的黏附力系数kmω02时,石英晶体电极表面累积尘埃粒子的质量与石英晶体振荡频率的关系符合Sauerbrey公式。在上述结论的基础上,采用在石英晶体电极表面涂敷黏性薄膜的方法实现了对微小尘埃粒子累积质量流的测量,对理论模型进行了验证。     

A challenge to the highest balloon altitude

Development of a balloon to fly at higher altitudes is one of the most attractive challenges for scientific balloon technologies. After reaching the highest balloon altitude of 53.0 km using the 3.4 μm film in 2002, a thinner balloon film with a thickness of 2.8 μm was developed. A 5000 m³ balloon made with this film was launched successfully in 2004. However, three 60,000 m³ balloons with the same film launched in 2005, 2006, and 2007, failed during ascent. The mechanical properties of the 2.8 μm film were investigated intensively to look for degradation of the ultimate strength and its elongation as compared to the other thicker balloon films. The requirement of the balloon film was also studied using an empirical and a physical model assuming an axis-symmetrical balloon shape and the static pressure. It was found that the film was strong enough. A stress due to the dynamic pressure by the wind shear is considered as the possible reason for the unsuccessful flights. A 80,000 m³ balloon with cap films covering 9 m from the balloon top will be launch in 2011 to test the appropriateness of this reinforcement.     

光学滤光片薄膜边缘应力研究

以光学滤光片薄膜边缘应力作为对象,研究了Ge/Zn S单、多层光学薄膜应力的变化规律。通过实验研究了离子束轰击能量以及真空退火温度等因素对Ge/Zn S光学薄膜应力类型、大小、变化及其分布的影响规律。Zn S薄膜的应力为压应力,采用离子束辅助工艺后薄膜边缘应力变得均匀;真空退火使Zn S薄膜的应力减小为原来的一半。通过优化沉积参数和张应力、压应力薄膜的组合降低了Ge/Zn S多层光学薄膜的应力,结果表明其平均应力分别为0.1 MPa,而且处于压应力状态。     

基于扰动观测器的巡航飞行器指数时变滑模控制

针对巡航飞行器非线性模型具有快时变、强耦合和高度非线性的特点,在考虑飞行过程中可能存在的气动参数以及大气密度不确定性情况下,提出了一种高精确、强鲁棒控制方法。通过将扰动观测器与指数时变滑模控制方法结合,构造了一种基于扰动观测器的巡航飞行器指数时变滑模控制设计方法,并利用Lyapunov理论分析了采用该控制律后整个闭环系统的稳定性。该方法能够有效地减小采用边界层方法来处理滑模抖振问题时所引入跟踪稳态误差,提高系统控制精度。最后,通过仿真验证了所提出方法的有效性。     

考虑伺服回路动态的飞行器攻角鲁棒控制技术

为增强飞行器姿控回路与伺服回路的协调匹配性,提升整个姿态控制系统的综合性能,在考虑飞行器伺服回路动态特性的基础上研究其姿态控制方法。以俯仰通道为例,基于多鲁棒面控制和动态面控制理论,提出一种考虑伺服回路动态特性的攻角鲁棒控制方法,有效解决了回路之间的协调控制问题。计算机仿真结果表明:相比于未考虑伺服回路动态特性的攻角控制方案,该控制方案的攻角跟踪效果更好,飞行器姿控外回路和伺服内回路协调匹配性得到提升,且该方案确保了攻角控制系统具备更优越的综合性能指标。研究成果可重点应用于具有高动态和轻质化需求的飞行器姿态控制领域。     

采用观测器的偏置动量小卫星姿态容错控制

针对偏置动量小卫星的自主飞行问题,提出一种基于不确定项观测器的滑模容错控制方法。应用欧拉-拉格朗日系统的干扰观测方法设计不确定项观测器,对动量轮输出力矩变小、磁力矩器线圈电阻漂移等执行器故障以及小卫星外部环境力矩等不确定项进行估计,理论推导证明该观测器的观测误差一致最终有界(UUB)。基于不确定项观测器的估计值,设计补偿控制项,并与滑模控制器的控制力矩合成实现姿态容错控制。从理论上证明该容错控制方法能够使小卫星姿态快速收敛至滑模面。该容错方法无需做小角度假设,对执行器运行状态信息依赖性低。仿真结果表明,本文建议的容错控制方法具备可行性,实现了对小卫星姿控系统中不确定项的观测估计和容错控制。