航天主结构复合材料及其软模辅助RTM成型工艺

文章对国内外聚合物基复合材料在航天主承力结构上的应用研究作了简要评述,重点介绍了采用软模辅助RTM工艺成型聚合物复合材料主承力结构的研究进展及应用现状.     

钎焊温度对GH4169/AgCuTi+W/Si3N4的接头组织与力学性能的影响

采用高纯度W箔中间层复合AgCuTi活性钎料对镍基高温合金(GH4169)与Si₃N₄陶瓷进行连接,系统研究接头的微观界面结构以及钎焊温度对GH4169/Si₃N₄钎焊接头组织和力学性能的影响。结果表明：采用AgCuTi+W复合钎料可实现GH4169/Si₃N₄钎焊接头的有效连接,其接头组织成分为GH4169/TiNi₃+TiCu+TiCu₂+Ag(s, s)+Cu(s, s)+W+TiN+Ti₅Si₃/Si₃N₄;钎焊温度对接头组织和力学性能有显著影响。当钎焊温度较低时,液态钎料中的Ti元素扩散到陶瓷与钎料界面的较少,没有形成明显的反应层;当钎焊温度增加到880℃时,Ti元素富集在陶瓷侧反应生成厚度为2μm的TiN和Ti₅Si₃反应层,此时接头的剪切强度最高,达到190.9 MPa...     

航天产品标准操作规范（SOP）体系建设探索与实践

本文面向航天产品研制生产特点,开展标准操作规范（SOP）文件体系及工作模式研究,通过航天产品特点及生产流程梳理,研究确定航天产品标准操作规范体系建设的原则和方法。结合航天企业特点及工艺工作现状,理清SOP编制和使用工作流程及管理模式,明确SOP、工艺规范、工艺规程的相互关系和应用场景。介绍SOP编制管理平台,通过知识推送、资源调用、系统集成等实现SOP文件在工艺设计及生产现场的有效应用。介绍了本单位在试点专业和产品开展SOP体系建设的方法和经验供读者参考借鉴。     

不同粘合剂改性硼基粉末燃料点火燃烧特性

使用重结晶及挤出滚圆的方法,制备了硼基粉末燃料,初步分析了GAP含量对粉末燃料形貌的影响.结果表明,提高GAP含量,可显著降低颗粒之间的粘聚现象,改善颗粒形状规则程度,其含量达到30％时,颗粒粒径较大、形状规则,流化性能好.在此基础上,通过点火燃烧实验研究了HTPB和GAP作为粘结剂对燃料的点火燃烧过程的影响.结果表明...     

LaNbO4-MoSi2复合陶瓷的制备及力学性能

采用高温固相反应法合成了LaNbO4粉末,并通过热压法制备了LaNbO4-MoS i2复合陶瓷材料。通过扫描电镜、金相显微镜、X射线衍射仪进行试样显微组织结构和断裂特征分析,测试了其显微硬度、抗弯强度和断裂韧性等力学性能。实验结果表明:合成的LaNbO4粉末有少量未反应的La2O3剩余,固相反应前原料粉的高能球磨使得反应后LaNbO4结构由单斜相变成以四方相为主。LaNbO4-MoS i2复合试样与单相MoS i2相比,其晶粒明显细化,致密性提高,强度、硬度和断裂韧性均有较大提高。采用具有畴切换增韧特性的LaNbO4颗粒作为一种新的增强剂对MoS i2基陶瓷进行复合改性具有一定的研究价值。     

非连续纳米相增强钛基复合材料研究进展与展望

非连续增强钛基复合材料（DRTMCs）,尤其是原位自生钛基复合材料具有优异的综合力学性能,在航空航天、海工等国防领域具有广阔的应用前景。该类材料研究体系主要以原位自生微米颗粒或与纳米颗粒混杂增强而实现钛基体的多元多尺度强韧化目的。研究发现,与微米增强体相比,纳米增强体（纳米陶瓷颗粒、碳纳米材料等）具有更大的比表面积以及更优异的综合性能,通过巧妙设计纳米增强体的微观结构,优化纳米增强体界面及增强体/基体界面,构型化调控纳米增强体分布,发展新型的非连续纳米相增强钛基复合材料（Nano-reinforced DRTMCs,NRTMCs）,能够大幅度提高复合材料的综合力学性能。因此,主要总结了近几年来的不同制备方法与技术,深入探讨了界面结构以及空间构型对NRTMCs力学性能的影响规律,提出了NRTMCs发展过程中遇到的关键技术难点以及解决方法,并展望了NRTMCs未来的发展趋势以及潜在应用。     

飞机维修路径研究热点与前沿——基于CiteSpace的可视化分析

近年来,随着民航运输业的飞速发展,飞机维修路径规划研究越来越受到重视。为了探究飞机维修路径规划问题的研究现状、研究热点以及前沿趋势,以中国知网（CNKI）和Web of Science 核心数据库2000 年1 月—2022 年12 月收录的国内外飞机维修路径规划研究的相关文献作为分析数据,将CiteSpace V 软件作为辅助研究工具,分析飞机维修路径规划研究领域的研究学者和研究机构以及合作关系,结合知识图谱与文献内容总结该领域的研究热点与研究前沿。考虑国内的飞机维修路径规划研究情况,针对我国在该领域的研究趋势以及重点研究内容提出研究建议,为今后飞机维修路径规划研究提供参考。     

滑跃式高超音速巡航飞行器设计初步研究

在分析国外滑跃式高超音速巡航飞行器的发展现状基础上,提出了高超音速巡航飞行器的概念设计,对滑跃式高超音速巡航飞行器总体方案提出了设想。选择乘波构型建立了滑跃式高超音速巡航飞行器的气动布局,采用Euler方程数值解法Dahlem-Buck公式和切楔法对气动布局的亚、跨、超、高超音速气动特性进行了计算分析。由结果可见,建立的气动布局可满足总体方案设想中飞行任务要求。对滑跃式高超音速巡航飞行器的动力技术进行了初步研究,分析了采用火箭基组合循环发动机(RBCC)方案所需的燃料消耗。由初步分析计算结果可见,对于Ma≈10的滑跃式高超音速巡航飞行器,采用RBCC作为推进系统,可满足总体方案的技术要求。     

水平起降两级入轨系统的质量估算方法及应用

针对近地轨道运输任务,考虑不同飞行阶段的推阻特性差异和不同发动机模态的比冲变化,提出了适用于水平起降两级入轨（TSTO,Two Stage To Orbit）天地往返运输系统的质量估算方法.以8 t有效载荷为任务需求,对比研究了涡轮基组合循环动力-可重复使用火箭（TBCC-RR,Turbine Based Combined Cycle-Reusable Rocket）、火箭基组合循环动力-可重复使用火箭（RBCC-RR,Rocket Based Combined Cycle-Reusable Rocket）和可重复使用火箭-可重复使用火箭（RR-RR,Reusable Rocket-Reusable Rocket）方案,分析了级间分离点、一级飞行器推阻比和一级飞行器结构质量分数等参数对设计结果的影响.研究结果表明,级间分离点设计对TSTO总体方案影响很大,若使用RBCC型飞行器作为第1级,建议在超燃冲压模态后即进行两级分离;TBCC-RR方案比RBCC-RR方案起飞总质量更小,但RBCC-RR方案一级飞行器结构质量更小;减小TSTO系统起飞总质量的最有效途径是减小飞行器的结构质量分数,其次是提高飞行器的推阻比.      

多源知识融合处理算法

多源知识融合可有效提高判决结果的可靠性和置信度.借鉴信息融合的思路,分析了知识融合方法和一般模型.重点讨论了基于Bayes准则、基于D-S(Dempster-Shafer)证据理论以及基于模糊集理论的知识融合算法,给出了基于3种知识融合算法的具体处理步骤,并从算法特点和适用性、实用性等方面对3种知识融合算法性能进行了对比分析.通过知识融合在合成孔径雷达(SAR,Synthetic Aperture Radar)图像融合中应用的仿真实验,验证了知识融合算法的有效性.