俄罗斯液体潜射弹道导弹长期贮存材料工艺技术

对液体潜射弹道导弹长期加注贮存技术的发展进程、最新进展及研究现状进行概述。重点介绍俄罗斯液体潜射弹道导弹的结构设计、材料选取和制造工艺以及出厂加注封装和密封性检测方法,最后指出实现长期加注贮存的技术路径。

“先进航天材料”专栏序言

先进航天材料是保障航天器长寿命、高可靠的重要基础。开发高性能先进航天材料是打破国外对我国技术封锁和禁运,实现我国关键高性能航天材料国产化和自主可控的根本途径。经过几十年的发展,我国航天材料研制正由跟踪研仿向自主设计转变,但在测试、工艺和防护等不同领域仍然存在重大技术挑战。

“嫦娥”六号返回器轻质防热材料研究

概述了“嫦娥”六号返回器防热材料在特殊热环境和苛刻质量要求下的设计理念和设计方法、烧蚀试验考核、烧蚀机理分析及工艺技术突破。“嫦娥”六号防热材料保障了世界首次月背采样安全返回,促进了我国航天器热防护技术发展。

试论稀散金属矿产与新质生产力

稀散金属(锗、镓、铟、铊、铼、镉、硒、碲)并不被社会大众所熟悉,但在我国却属于优势矿产资源。稀散金属在传统产业中的用途比较局限,用量也不大,有的金属全世界一年也就用十几吨。但是,这8种金属个个“身怀绝技”,对战略性新兴产业和未来产业至关重要。比如,镓在液态金属、锗和铟在电子工业、镉在军工领域、铼在战机发动机、碲和硒在光电产业、硒和铊在生物医学领域都具有不可限量的发展潜力。战略性新兴产业和未来产业又是国际竞争的关键环节和焦点领域,需要新质生产力来支撑。加快形成与稀散金属密切相关的新质生产力,是实现高质量发展、构建新发展格局的重要路径,也是保障国家经济安全的客观需要。稀散金属也是我国矿产资源领域安全保障体系的重要组成部分。因此,加强对稀散金属矿产资源的勘查、开发与管理,理清稀散金属与新质生产力之间的内在逻辑,探索关键矿产找矿工作部署的战略构想,通过创新引领,加快新一轮找矿突破战略行动的实施步伐,加深社会各界对于稀散金属重要性的认知程度,鼓励全社会加大地质找矿投入的力度,对于保障能源资源安全、增强发展新动能具有重要的意义。

腐蚀疲劳交替下2A12-T4航空铝合金的寿命分析研究

基于飞机服役期间经历“地面腐蚀与空中疲劳”的交替损伤模式,考虑载荷间的相互作用,研究了航空铝合金2A12-T4在预腐蚀与“腐蚀+疲劳”交替模式下疲劳寿命的退化与损伤累积规律。同级加载条件下提出利用腐蚀疲劳耦合损伤指数和迟滞载荷用来描述考虑交替腐蚀疲劳损伤模式,用各级疲劳损伤间的相互影响及腐蚀损伤与疲劳损伤在服役工作期间的耦合作用来描述腐蚀、疲劳间的相互促进、加速劣化的现象。基于损伤力学和非线性累积理论,考虑载腐蚀疲劳耦合指数与迟滞载荷对传统的Miner线性累积损伤理论进行修正。建立了飞机结构材料的寿命计算模型,并将模型计算结果与试验结果进行对比验证。确定了腐蚀实验中的腐蚀耦合损伤,并利用低载锻炼效应理论得出均匀分布的迟滞载荷。计算结果表明,本文提出的寿命计算模型的结果与实验结果比较吻合。

改性纳米氮化硼对纤维金属层板的性能影响

纤维金属层板是一种由金属薄板与纤维层依次交替铺叠而成,在一定的温度与压力下粘结固化形成的一种混合复合材料。因为其中有金属与纤维两种材料,因此它既有金属的富延展性、韧性强与导热性好等优点,又具有复合材料纤维的抗疲劳、耐高强度与低密度等特点。文章以提升环氧复合材料基体的拉伸与断裂韧性性能和改善FMLs的性能,尤其是冲击与弯曲性能为主要目的,采用向FMLs环氧树脂基体中添加纳米氮化硼(h-BN)的方法,来提升纤维金属层板的力学性能。先对氮化硼材料进行一系列的球磨改性处理,分成不同含量的组分依次加入环氧树脂基体中,确定用量最好的四组,再将这四组环氧树脂复合材料基体用湿法铺层的方法铺在铝薄板与碳纤维布之间,使用硫化机固化的方式制备FMLs试件,利用水切割技术切割成标准试样,并进行冲击与弯曲测试。实验结果表明,向FMLs的环氧树脂基体中添加一定量的纳米氮化硼对FMLs的性能有着积极的影响。

新型三明治夹芯金属橡胶毡垫本构模型研究

对新型三明治夹芯金属橡胶毡垫的本构模型开展了预测研究.在分别考虑由上、下金属丝表层与不同丝材和丝径相互混压而成的多层夹芯结构形式的基础上,基于微弹簧单元理论和串/并联刚度分析法,创建了新型三明治夹芯金属橡胶毡垫的本构模型.定义了未接触、滑移接触和挤压接触3种接触状态,在推导获得不同接触状态下该毡垫的加载和卸载刚度后,实现了应力-应变曲线的预测.最后,对由铜丝和不锈钢丝构成的多款三明治夹芯金属橡胶毡垫样件开展了准静态压缩测试.实验结果表明,所建立的本构模型的最大刚度预测误差为9.1%,最大损耗因子预测误差为10.7%,具有较好的预测能力,且新型金属橡胶毡垫相比于传统金属橡胶毡垫具有更好的减振能力.相关研究成果可为新型金属橡胶毡垫构成的结构系统的关键力学参数计算与分析,提供重要的模型工具.

CMC-EBC损伤耦合机理及一体化设计研究进展

陶瓷基复合材料与环境障碍涂层组合(CMC-EBC)是目前航空航天领域最具应用前景的热结构材料体系。本文对CMC-EBC失效机理与分析模型的研究进展进行综述。首先,简要回顾了CMC-EBC材料体系的发展及主要制备工艺。然后,综述了CMC-EBC在服役环境下的主要损伤模式与失效机理,总结发现CMC预制体结构、孔洞缺陷和EBC内裂纹等损伤演化相互影响,这种细观损伤模式的耦合是决定其寿命的关键因素之一,但目前的机理研究主要集中于涂层本身性能及其受环境因素的影响,缺乏对涂层和复合材料编制结构在损伤演化过程中协同效应的考虑。接下来,详细分析了CMC-EBC的失效模拟与预测模型研究的历史与现状,指出其中存在的问题,包括环境因素建模方法和损伤耦合演化模拟技术。目前大部分工作致力于分别开发CMC和EBC的失效模型,而对于CMC-EBC构件的失效预测应考虑其损伤演化与微观结构之间的相互耦合影响。最后,对CMC-EBC材料体系研发与服役性能预测方法进行了展望,认为CMC本体和EBC失效模式相互耦合,开展结构功能一体化设计和分析是CMC-EBC构件研究的趋势。

微细金属Z-pin对复合材料开孔板压缩性能的影响

通过开孔板压缩试验和建立的参数化多尺度有限元模型,获得微细(φ0.11 mm)金属Z-pin植入体积分数和排布方式对开孔板压缩力学性能和失效行为的影响规律.采用离散实体单元代表Z-pin,选用3D Hashin失效准则判断面内起始损伤,可以有效地模拟结构失效过程中扭结现象的不稳定扩展.结果表明,所有加Z-pin开孔板的压缩强度均低于无Z-pin试样.随着Z-pin植入体积分数的增加,Z-pin与层合板之间的桥联作用增强,加Z-pin开孔层合板压缩强度增加,开孔周围分层损伤区域受到抑制,损伤区域面积最高减小了67%.在相同的体积分数下,Z-pin排布变化对开孔板压缩强度没有显著影响.加Z-pin开孔板有限元模型的模拟结果与试验结果之间的最大相对误差为8.6%.

类星型手性超材料超宽带隙特性研究

振动和噪声的抑制一直是工程中的重要问题,而超材料在实现减振降噪方面具有良好的应用价值。基于传统空心星型超材料,添加手性结构特性,设计一种新型的空心类星型手性超材料,并在其基础上进一步演化出实心类星型手性超材料。通过振动模态分析带隙产生机理和不同结构参数对带隙的影响,通过频散曲面、波传播方向、群速度和相速度等研究弹性波在结构中的传播特性,并研究有限周期结构的传输特性。结果表明:实心类星型手性超材料可以产生宽度为5116 Hz的超宽带隙,带隙形成主要是由于凹角星和韧带的旋转振动耗散了弹性波能量,内凹角α的减小以及韧带与水平方向的夹角θ的增大使得最宽带隙的宽度增大;有限周期结构在其带隙范围内可以产生明显的位移幅值衰减,该新型超材料具有良好的隔振性能。

钛合金包边复合材料风扇叶片的鸟撞数值仿真

为降低鸟体撞击航空发动机中带钛合金包边树脂基复合材料风扇叶片的试验成本,开展了数值仿真研究,为钛合金包边在航空发动机风扇叶片上的应用提供参考和依据。对风扇叶片进行简化,采用ABAQUS有限元软件构建了鸟撞带钛合金包边和不带钛合金包边的风扇叶片模型,其中,钛合金包边和复合材料叶片之间用粘结界面单元进行粘接,研究了不同鸟体冲击角度和速度下2种风扇叶片的损伤。结果表明:在鸟体冲击速度相同时,随着冲击角度的增大,风扇叶片的损伤增大且能量吸收率提高,在冲击角度也相同时,带钛合金包边的风扇叶片损伤更小且能量吸收率更高;在鸟体冲击角度相同时,随着冲击速度的加快,风扇叶片的损伤增大且能量吸收率提高;在鸟体冲击下,粘结界面单元最终发生拉伸破坏,在低速度冲击下还会发生剪切损伤。

增塑剂DOS在EPDM绝热层中的迁移特性

为了优化丁羟(HTPB)推进剂与三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层的应用匹配性,采用浸泡实验、接触实验和复合验证等方法,研究了HTPB推进剂中的增塑剂癸二酸二异辛酯(DOS)向EPDM绝热层迁移的特性及其对绝热层性能的影响规律。结果表明:由于极性相近,DOS容易向EPDM绝热层中发生大量迁移,其初期迁移量较显著且饱和迁移量约为52%;EPDM橡胶的结构参数对绝热层硫化胶的耐DOS迁移特性影响不明显;致密的绝热层交联网络有利于减少DOS在其中的迁移量;绝热层厚度增加时,DOS迁移速率变缓,迁入量减小。HTPB推进剂/HTPB衬层/EPDM绝热层粘接体系复合验证结果表明:在推进剂固化过程中DOS已向绝热层发生迁移,导致绝热层的力学性能和烧蚀性能大幅下降;推进剂固化结束后,绝热层的力学性能下降了55%,线烧蚀率增加了20%;70℃贮存30 d时,力学性能下降超60%,线烧蚀率增加了28%;在EPDM绝热层与HTPB衬层之间设置一层环氧基阻迁移层,可以大幅降低推进剂中的增塑剂DOS在绝热层中的迁移量且能够形成良好粘结。

基于遗传算法的大型矩形压力容器刚强度优化设计

为了解决矩形压力容器承压能力较差、应力状态较复杂、结构优化设计难度高的难题,利用遗传算法可自适应调整搜索方向这一特性,开展了某矩形特征水洞试验段的刚强度优化设计。厘清了该工程问题的约束条件,开展了结构初步设计,采用手动迭代开展了结构优化设计;并在完成参数化建模与仿真、构建代理模型、建立优化设计流程的基础上,基于遗传算法开展了该水洞试验段的结构优化设计。该方法与初步设计结果相比,减重34.98%;与手动迭代优化设计结果相比,减重10.49%。

无光耐沾污蒙皮面漆的研制及其应用

介绍了蒙皮涂层耐沾污性的影响因素以及无光蒙皮面漆耐沾污的难点。对比了丙烯酸树脂体系无光、半光、高光漆膜的耐沾污性,并研究了氟碳树脂的添加量对无光漆膜耐沾污性的影响。结果表明:无光丙烯酸树脂体系的漆膜因消光粉添加量高,其表面粗糙度大,导致耐沾污性较差;在丙烯酸树脂体系中加入氟碳树脂,可提高无光漆膜的耐沾污性;且当丙烯酸树脂与氟碳树脂的比例接近1:1时,既能满所需的性能要求,又能降低成本。

Waspaloy镍基合金高温流变应力及其本构模型构建

针对涡轮发动机涡轮叶片复杂应力状态下的时效变形问题,以涡轮叶片材料Waspaloy镍基合金为研究对象,开展Waspaloy镍基合金时效处理,完成时效态Waspaloy镍基合金600、700和750℃准静态高温力学拉伸试验。利用Ludwik和Hollomon经验公式预测Waspaloy镍基合金高温塑性段流变应力,引入平均误差(the mean error,E_(r))和均方根误差(root mean square error,RMSE)评价流变应力的预测准确度。结果表明,时效处理后合金的硬度得到有效提升,而其塑性性能有所降低。Waspaloy镍基合金的抗拉强度和延伸率在600~750℃区间范围内与加载温度呈负相关关系。Ludwik模型较Hollomon模型有更高的流变应力预测精度,而在高温高应变区域Ludwik模型预测流变应力仍存在较大误差。在Ludwik模型的基础上引入指数项,修正后的Ludwik模型能更好地预测Waspaloy镍基合金高温塑性段的流变应力。

基于机器学习的变刚度纤维增强复合材料最小化结构柔顺性优化设计

纤维增强复合材料层合板的变刚度优化设计,通过逐点优化纤维铺角的可设计性,从而匹配结构中应力状态的空间变化,更高效地发挥纤维增强复合材料层合板在强度与刚度性能上的方向性,为设计师提供了更广阔的设计空间与设计灵活度.然而,基于梯度类算法的传统复合材料变刚度优化设计,因其设计变量众多,不可避免地在结构分析与灵敏度分析中面临大规模计算的挑战.同时,结构在概念设计阶段存在载荷工况随机性问题,如何在初始概念设计阶段,针对随机载荷工况制定高效的设计方案具有重要工程价值.近年来,随着人工智能与高性能计算的快速发展,基于传统优化获得的数据集构建端到端的机器学习模型,为实现实时的复合材料变刚度优化提供了可能.文章采用反向传播(back propagation,BP)神经网络算法,建立了基于机器学习的纤维增强复合材料变刚度优化设计方法.首先,基于正态分布纤维优化(normal distribution fiber optimization,NDFO)插值格式,构建以最小化结构柔顺度为目标的复合材料变刚度优化设计模型,考虑载荷大小与方向的随机性,获得神经网络模型训练所需的样本集数据.其次,以最小均方误差(means square error,MSE)为目标函数,采用BP神经网络模型对样本数据集进行训练.最后,建立基于皮尔逊相关系数(Pearson correlation coefficient)、均方误差的模型评价体系,对生成的神经网络模型进行评价.数值算例讨论了含圆孔MBB梁与悬臂C型梁变刚度优化设计,详细阐述了基于机器学习的复合材料变刚度优化方法的实施过程,系统地对比了所提出的基于机器学习的复合材料变刚度优化与传统基于NDFO插值格式复合材料变刚度优化设计结果在纤维铺角轨迹和目标函数的差异,验证了本方法的有效性.

基于哨兵函数和S变换的风力机叶片材料损伤特性研究

利用声发射检测技术研究玻璃纤维增强环氧树脂复合材料的损伤特性,在此过程中,采用哨兵函数来表征该材料的损伤程度,并通过S变换和模糊C均值(FCM)聚类来分析声发射信号,从而获得材料的损伤特征。三点弯曲实验结束后对试件断口进行扫描电子显微镜(SEM)拍照来验证,可得:通过对SEM照片的分析得到基体开裂、纤维脱粘、分层破坏、纤维断裂4种损伤模式;对整个声发射事件进行哨兵函数分析,观察到试件在弯曲过程中哨兵函数曲线呈明显下降趋势;对依据哨兵函数划分的不同阶段的信号进行VMD降噪处理,然后采用S变换进行时频分析得到不同损伤的特征频率,最后采用FCM聚类进行验证。结果表明:哨兵函数值的突变可作为材料断裂的预警信号,材料损伤类型的识别可依据S变换的频率分布结果进行确定。

表面效应对热-机多孔悬臂纳米梁力学性能的影响

表面效应对纳米结构的力学性能有重要影响。飞机上很多微纳尺度的结构可简化为悬臂梁。本工作分析表面效应对随从载荷作用下梯度多孔材料纳米悬臂梁在高温环境下非线性力学响应的影响。基于GurtinMurdoch表面弹性理论和非线性梁理论,建立梯度多孔材料梁在随从载荷以及温度场中的非线性控制微分方程。假定梯度多孔材料的性能在整个厚度范围内连续变化,且沿厚度呈两种余弦形式的非均匀孔隙率分布模式。采用打靶法求解梯度多孔材料悬臂纳米梁在热-随从载荷下的非线性力学响应。获得各种孔隙率系数和不同非均匀升温下悬臂纳米梁非线性力学响应的数值解,详细讨论材料表面弹性常数和表面应力对纳米悬臂梁力学响应的影响。结果表明:不同孔隙率系数和不同非均匀升温下梁的力学行为是不同的;纳米梁表现出十分显著的表面效应。

结构-功能一体化异种复合材料壁板优化与验证

基于航空壁板结构承载-电气功能的一体化需求,对适用于智能蒙皮的异种复合材料壁板开展了优化设计与试验验证。通过在高模量碳纤维蒙皮的外侧增加玻璃纤维层,进行了以碳纤维-玻璃纤维-金属结构单元阵列-玻璃纤维复合顺序的壁板承载-电气功能一体化设计。针对异种复合材料结构的铺层优化需要考虑共胶接的分区域及铺层连续性的工艺要求,发展了基于丢层序列的优化方法,并对于加筋壁板的几何外形、筋条数量、筋条几何参数以及筋条与蒙皮的铺层角度进行了优化设计。通过压缩稳定性试验验证了该结构在承载能力和稳定性方面的收益,明晰了其压缩载荷下的屈曲模态及后屈曲失效机理。