N2O4在氟醚橡胶中扩散和吸附行为的分子动力学模拟

利用全原子分子动力学与巨正则蒙特卡洛模拟方法,研究不同四氧化二氮(N_2O_4)含量、温度和压力对N_2O_4在氟醚橡胶中扩散和吸附行为的影响。结果表明,随着N_2O_4含量增加,体系自由体积越大,因而增加了N_2O_4的扩散速率。当体系压力增大时,体系自由体积逐渐变小,N_2O_4扩散速率减小。此外,温度的上升既提高了自由体积又增大了原子的运动速度,因此提高了N_2O_4的扩散速率,并表现出阿伦尼乌斯关系。进一步地,N_2O_4在氟醚橡胶中的溶解度系数随着温度的上升迅速下降。所以,N_2O_4在氟醚橡胶中的渗透系数随着温度的上升先微弱上升然后迅速下降。     

高密度PMI 泡沫塑料的制备、结构与性能研究

以丙烯腈、甲基丙烯酸为主单体制备AN/MAA型高密度PMI泡沫塑料,探讨了发泡剂用量、发泡温度和发泡时间对PMI泡沫塑料密度的影响规律,研究了高密度PMI泡沫塑料的微观结构、力学性能和10GHz的高频介电性能.结果表明,调控发泡剂用量为1～5 phr、发泡温度170 ～180℃、发泡时间40 min,可制备出密度为150 ～450 kg/m3的高密度PMI泡沫塑料,随着其密度的增大,泡棱变粗、泡壁变厚、泡孔平均孔径变小;其拉伸、压缩强度显著增加,并与理论计算值基本一致;高频介电常数和介电损耗呈近线性规律增大.     

树脂基复合材料/泡沫塑料夹层结构成型技术研究进展

总结归纳了树脂基复合材料／泡沫塑料夹层结构的五种典型成型工艺方法，并对其部分成型工艺的特点、优缺点等进行了较为详细的阐述。     

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0．5％;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。     

直径五米大型箭体结构设计与优化

箭体结构系统作为运载火箭的重要系统之一,是运载火箭的基础,直接关系着运载火箭的整体性能.针对箭体结构产品尺寸从直径3.35 m到直径5 m的巨大跨越所面临的一系列技术难题,采用创新设计理念建立了一套适用于5 m级大型箭体结构产品设计的理论方法体系,大力推动箭体结构材料体系的更新换代,构建了5 m级大型箭体结构产品体系,...     

大型复合材料机身壁板调姿定位与真空吸附柔性工装设计

针对大型复合材料机身壁板需要调姿定位和无损夹持的问题,提出基于混联调姿和真空吸附的柔性工装结构方案。在对复合材料壁板调姿定位工艺流程和真空吸附工艺流程分析基础上,设计一种集成了串联式的X向和Y向十字滑台、并联式的Z向和B角调整模块、真空吸附和A角自适应调节的柔性工装结构,并通过柔性工装试验件进行了功能试验。试验结果表明:调姿定位和真空吸附柔性工装调姿平稳、定位准确、真空吸附安全可靠,满足调姿定位和无损夹持功能要求。     

山鹰:大山里飞出的雄鹰

作为我国自主研制的新型高级教练机,山鹰(教练9)从云贵高原的大山里呼啸而出,及时地填补了我国第三代战斗机飞行训练需求的空白,从而有效地满足了上接第三代战斗机、下接教8飞机的训练需求。在经过几年的全面试飞和改进完善后,山鹰高级教练机的飞行品质及综合性能日趋成熟,已经顺利投入小批量生产并陆续装备部队,开始在我国空军的飞行员训练体系中扮演重要角色。     

气体中硫化物的分析方法

气体中硫化物主要以无机硫类(H2S，SO2，SF6)和有机硫类(COS，CS2，硫醇、硫醚、噻吩类)为主，这其中又以H2S，SO2，SF6，COS，CS2，硫醇居多。硫化物指标是作业及生活场所必须控制的，合成气中硫化物的存在会使催化剂中毒，气体中的硫化物是引起材料腐蚀的主要物质，对气体中硫化物进行分析在生产生活中是相当重要的。下面介绍气体中硫化物定性定量的分析方法，并对分析方面的进展情况进行论述。     

下一代大型军用运输机的航电和自卫系统

飞机的航电和自卫系统会使它们的能力得到升级和加强，并且成本低廉。航电和自卫系统使战略运输机在适当的自卫条件下可以工作在接近敌占区的地方。目前美军战略运输机的要求体现在以下几个方面：     

聚硫推进剂燃烧条件下裂纹扩展过程的研究

研究了影响聚硫推进剂试件内裂纹扩展的各种因素。对含裂纹的推进剂试件进行了大量的燃烧试验,其燃烧过程用Ｘ射线实时成像系统进行了记录;并用粘弹性有限元方法计算了试件在燃烧过程中的应力应变状态,利用Ｊ积分法对裂纹扩展的可能性进行了预估。理论分析和试验结果均表明：燃烧室增压速率、裂纹尺寸、边界条件等因素对裂纹的扩展均有较强的影响。该研究结果对制定固体火箭发动机装药失效判据有一定的参考价值。