摘要：目的针对复合材料结构包装箱进行轻量化设计,使其在内压及堆码工况下,结构强度能够满足使用要求。方法针对局部非主承力位置进行改进,利用ABAQUS软件对包装箱的内压和堆码工况进行数值仿真分析,其中载荷工况安全系数均为1.5。结果包装箱理论质量减少了64 kg,减少比例约为5.4%。最大载荷应力为344 MPa,变形量为4.69 mm,均满足使用要求。结论包装箱结构轻量化后,在内压工况下各结构应力水平均有小幅上升,在堆码工况下各结构应力水平无明显变化,综上均处于安全范围,不会导致结构破坏。优化后的产品,实现了轻量化效果,理论证明结构改进安全可靠。可为国内类似复合材料包装箱轻量化结构改进提供数据支撑。

摘要：树脂基复合材料压缩性能试验方法中,ASTM D6641/D6641M-16是使用较为广泛的标准试验方法之一。因传统应变片法存在不同使用环境需选择各种不同类型胶黏剂以及应变片粘贴效果受粘贴工艺影响较大的问题,致使高温湿态环境下的应变测试一直是力学性能测试的难点,阻碍了严苛环境下航空用复合材料压缩性能的评价。在ASTM D6641/D6641M-16推荐采用的压缩试验装置和电阻应变片法进行应变测量的基础上,对压缩试验装置和压缩卡具进行了优化改进,设计了四立柱式压缩卡具,解决了原卡具进行应变测试时样品工作段不易观测的缺点,进行了应变片法、接触式引伸计法(采用液压夹持方式)和非接触视频引伸计法3种不同应变测试方法间的对比测试,完成了等效替代试验验证。结果表明,经优化后的压缩卡具表现出更好的稳定性,在7种不同牌号层合板的测试中,压缩强度和压缩模量的平均离散系数分别为4.85%和1.42%;同时该卡具可兼容非接触式视频引伸计的方式进行应变测试,减少了应变片粘贴的环节,降低贴片成本的同时有效减少测试流程。采用液压夹持方式在试样的工作段长度为21 mm以下时,可代替使用压缩卡具方式的模量测试,使接触式引伸计法成为压缩模量测试的又一可行方式。

摘要：介绍了复合材料框的结构特征和制造技术发展趋势,针对大尺寸复合材料Z形加强筋大曲率弧形,同时存在阴、阳模拐角的结构特点,提出了一种无软盖板的成型方案,在成型工装设计时选用Invar钢,对内缘条回弹角进行补偿设计,产品制造过程重点控制拐角区域厚度、表面质量、固化变形以及拐角区域铺贴质量,研制的Z形加强筋可以很好地满足各项技术指标要求。该复合材料Z形加强筋成型方案质量高,适合工程化推广应用。

摘要：针对飞行器热防护结构材料的低成本轻质化需求,设计了一种新型的承载防热一体化树脂基热防护结构,通过防隔热材料筛选及粘接工艺优化,成功制备了一种以耐高温聚酰亚胺复合材料为外防热层,气凝胶纤维毡为隔热芯,环氧树脂复合材料为承载层的热防护结构。对该结构的力学性能和防隔热性能进行了测试和评价,并考察了隔热层厚度对结构防热性能的影响。结果表明:树脂基热防护结构具有较好的力学承载性能和抗失稳性能,可满足结构的强度使用要求;在长时间的石英灯热测试中,试样整体结构保持完好,并且隔热性能随着气凝胶隔热层厚度的增加而提高,在隔热层厚度为13 mm时,500℃、1500 s后的背温降至100℃左右,表现出优异的防隔热性能。

摘要：突发威胁和对运动目标攻击是当前航迹规划过程中遇到的现实问题。针对稀疏A*算法的特点,研究提出一种基于分步规划的三维航迹规划理论,并给出了具体的实现方法,对解决当前航迹实时规划问题,具有一定指导意义。

摘要：当前特种无人车辆的多样需求使得整车的控制策略需要不断调整,对控制单元程序也要不断更新.为此设计了CAN总线Bootloader软件.测试结果表明,该软件能够实现电气综合控制盒应用程序的快速更新,大大提高了研发效率,也极大地方便了电气综合控制盒应用程序的后期更新和维护.

摘要：对4000余件热压罐阳模成型含曲率复合材料构件的无损检测结果进行统计分析,揭示曲率变化与制造缺陷的关联规律,采用自行设计的固体压力测试方法对刚性阳模/传压型软模阴模界面处的压力分布进行测试,结合拐角区的应力分析及缺陷显微形貌分析制造缺陷的形成机制,并给出避免拐角区制造缺陷的工艺控制措施。结果表明:在热压罐阳模成型过程中,拐角区出现缺陷的比例、分层的程度均随曲率半径的增大而减小;厚度分布呈拐角部分厚,两边平板部分薄的趋势,这与渗流机制与剪切流机制之间的耦合作用及压力分布的均匀性有关。

摘要：基于航天工程对发动机试车台矢量推力校准的需求,设计出一套适用于现场校准的矢量推力校准装置。通过比较,确定了发动机试车台矢量推力校准装置总体方案,对脉冲式的冲击力源进行了结构设计,并对该激励装置进行了动力学建模及仿真。仿真结果表明,该方案能够满足发动机试车台矢量推力的校准,为后续进一步开展校准工作提供了依据。

摘要：利用扫描电镜和透射电镜及拉伸试验机等研究了一种自行设计的低Re第二代镍基单晶高温合金在不同温度下的拉伸变形行为及微观机制。结果表明:合金的屈服强度和抗拉强度随试验温度的升高先增加后降低,并表现出明显的反常屈服现象,760℃时合金的屈服强度达到峰值1099 MPa;断口分析表明在室温和760℃下合金的断裂模式为纯剪切断裂,而在980℃下转变为微孔聚集型断裂;合金在室温下的主要变形机制为单根超位错和小宽度层错剪切γ′相,在760℃下的变形机制为大宽度层错剪切γ′相,而在980℃下变形机制转变为带有反相畴界(APB)的超位错对剪切γ′相。

摘要：金属陶瓷密封型光电耦合器是航天产品广泛使用的元器件。针对其质量评价,现有的标准主要集中于电路和器件工艺。但是,只依据国军标通过鉴定和质量一致性等可靠性试验无法全面有效地保证其应用可靠性。结构分析通过分析元器件的结构、材料、设计工艺等,对其是否满足评价要求及相关应用要求能力做出早期判断,是元器件高可靠应用质量保证的重要手段之一。对航天用金属陶瓷密封型光电耦合器的结构分析方法进行了研究,并给出了其结构单元分解、结构要素识别和结构判别评价方法,为类似结构、工艺器件的结构分析提供了一定的参考。