基于“跨界”导师团的研究生培养模式探索——以提升航空宇航推进理论与工程专业研究生创新能力为例

新时代背景下,创新人才培养的战略意义被提升到了新的高度。对航空宇航推进理论与工程专业研究生创新能力的培养,直接关乎我国航空发动机领域的创新发展。为满足航空发动机行业对创新型、实用型和复合型人才的迫切需求,文章提出一种基于“跨界”导师团的研究生培养模式,并对该模式的运行机制进行了初步探索。该模式汇集了资深名师、思政教师、青年教师和院所导师,旨在培养具备跨学科背景和综合创新能力的研究生。

研究生培养质量提升实践与探索研究——以“航空宇航推进理论与工程”二级学科为例

航空宇航推进理论与工程是航空宇航科学与技术一级学科下属的二级学科,是现代航空航天专业领域中的重要学科。如何提升该学科相关研究生培养质量对于满足我国航空航天动力系统行业对高质量的科技研发与工程应用专业人才需求具有非常重要的现实意义。本文将探讨如何提升航空宇航推进理论与工程学科硕士培养质量,围绕研究生课程设置、实验室建设、研究生科研能力提高等几个方面开展探索与研究并分析其中的挑战和解决方案,为郑州航空工业管理学院以及国内相关开设航空航天类专业高等院校提高该学科研究生培养质量提供具有参考价值的思路及可行性措施建议。

航空宇航推进专业教学体系改革与实践

为了满足在综合性大学开设航空航天专业培养具有工程经验的创新型人才任务,对上海交通大学航空航天学院航空宇航推进本科专业核心课程体系进行了教学改革探索。在"三位一体"教学理念指导下,提出了航空宇航推进专业本科课程改革思路,改革了教学体系,并经过优质教材编制、课程实验、课程实训、项目设计大作业、课堂专题讲座和课堂教学组织共六个环节的教学改革,贯穿于推进专业课程的全部教学实践过程,促使学生进行主动性学习,锻炼了学生的思维力、生成力和表达力,人才能力培养的效果显著,航空宇航推进本科专业课程的教学改革与实践取得了良好的成绩。

固体推进剂矩形粘接试件的多角度拉伸试验

为采用试件模拟固体火箭发动机燃烧室壳体/绝热层/衬层/推进剂粘接系统同时承受拉伸和剪切载荷的受载状态,设计了符合航天行业标准QJ 2038.1A-2004规定的矩形粘接试件的多角度拉伸夹具。实现了对试件的单纯拉伸、单纯剪切以及拉伸、剪切结合的多种载荷状态。随着拉伸角度由0°增至90°,界面失效时刻对应的载荷由1166 N降至420 N,最大主应力由0.945 MPa降至0.461 MPa,上界面最大主应力集中系数由1.1上升至2.7,下界面最大主应力集中系数则变化较小。试验中试件起裂部位与界面最大应力位置的计算结果一致性较好,可为发动机粘接系统结构完整性分析提供参考。

LS基推进剂的热解特性

用差示扫描(DSC)和热重分析(TG)研究了斯蒂芬酸铅(LS)/硝化棉(NC)/双铅2(SQ-2)推进剂热稳定性。用热力计算方法分析了四种推进剂(高氯酸铵(AP)/端羟基聚丁二烯(HTPB),AP/NC,LS/NC和LS/SQ-2)的能量特性。研究了配比为55,64,73三种LS/NC推进剂和配比为46,55,64,73四种LS/SQ-2推进剂的热分解特性。结果表明:添加NC或SQ-2能降低LS的热稳定性,提高推进剂的能量,其中NC的效果更显著,认为LS和NC可选作微型发动机用推进剂的组分。

第十一届全国振动理论及应用学术会议通知

中国振动工程学会、中国力学学会、中国航空学会、中国机械工程学会和中国宇航学会为广泛开展学术交流,展示近年来原始创新和学科前沿的最新成果,探讨振动理论及应用的发展趋势,定于2015年11月5日至7日在北京举办第十一届全国振动理论及应用学术会议,会议由清华大学和北京航空航天大学承办。

第四届全国振动理论及应用学术会议筹备工作加紧进行

由中国航空学会、中国力学学会、中国机械工程学会、中国宇航学会、中国振动工程学会联合主办的"第四届全国振动理论及应用学术会议",定于1990年4月间在河南郑州召开.会议由西北工业大学和郑州工学院负责筹备,筹备工作正在紧张进行中.目前会议组织委员会的人选已经确定,由五大学会和筹备单位派出的18名学者组成,中国航空学会理事长季文美教授为会议主席.我会参加组织委员会的代表是理事长胡海昌教授,副理事长郑兆昌教授,秘书长朱德懋教授.

产教融合背景下“疲劳与断裂”教学改革探索

通过对接航空发动机强度设计的行业需求,虚实结合、产教融合,提出了北京航空航天大学研究生课程“疲劳与断裂”的教学改革思路和方法。该措施进一步加深了学生对“疲劳与断裂”课程理论知识的理解,培养了学生理论与实践相结合的能力,特别是解决工程实际问题的能力,从而为实现“双一流”专业建设目标提供助力。同时,提出的产教融合培养模式与实践范式具有较强的扩展性,因此可以推广至“断裂力学”“蠕变力学”等课程的教学中。

轴流压气机主流在封严篦齿上游容腔内流动结构的数值研究

为了解燃气轮机压气机静子上游容腔二次流结构以及提高效率,利用3维数值模拟方法对带有封严结构的压气机上游空腔内的流动结构和产生的气动损失进行分析,给定0.5%和1.0%的间隙叶高比,并研究主流在上游容腔结构内产生的二次流与泄漏流的相互作用。静子通道内的二次流除了通过封严篦齿的泄漏流外,主流会在上游容腔内产生与泄漏流类似的与主流流向差异较大的二次流。分析结果表明:间隙叶高比为0.5%与间隙叶高比为1.0%相比,泄漏量减少53%的同时损失系数只降低1.784%,主流在上游容腔内会产生较多的二次流,而间隙叶高比为1.0%的情况下泄漏量增加,主流在上游容腔结构内产生的二次流效应减弱。

粒径和晶形对硼颗粒点火燃烧特性的影响

针对粒径和晶形对硼颗粒燃烧的影响机理，利用激光点火系统研究了硼颗粒的点火燃烧特性。结果表明，在25～65μm范围内，晶体硼点火延迟时间随粒径变化无明显规律，点火延迟时间在13—19ms之间。晶体硼和无定形硼燃烧效率均随粒径增加而增加。当粒径小于65μm，硼表面氧化层是影响硼燃烧效率的决定性因素。55μm的晶体硼不仅点火延迟时间最短，而且燃烧最剧烈，表明55μm可能是晶体硼颗粒点火燃烧性能最佳的尺寸。无定形硼的点火延迟时间要远低于晶体硼，燃烧效率、火焰强度及发射光谱强度也比晶体硼高。相对粒径，点火延迟时间对晶形更加敏感，晶形对硼点火燃烧具有更强的影响作用。

自由装填式药柱贮存过程中的变形分析

采用基于Total Lagrangian方法的三维粘弹性大变形增量本构关系,结合动态力学分析仪进行改性双基推进剂的性能测试,得到了自由装填式药柱贮存十年过程中的变形情况以及等效应力、应变值及分布。计算结果表明:经过长期贮存后,药柱产生的轴向下沉量约为0.16 mm,药柱外径增大约0.04 mm,内径几乎不变。包覆层与药柱之间的应力约为11.8 kPa,不会造成脱粘。此外,计算得出此类自由装填式药柱长期贮存中达到变形平衡的时间大约为半年,可根据贮存半年后药柱的变形量推算长期贮存后装药的变形情况。

预混气爆震波在不同直径管间的传播特性

在管径20mm与60mm的两管间研究了预混气爆震波的传播特性,着重测量了爆震波传递过程中的压力与速度变化,并分析了预混气压力、浓度、当量比以及连接段尺寸等参数对爆震波传播的影响与规律。研究发现:小管中没有爆震时大管中仍然可以出现爆震波,小张角的连接段对爆震波的再触发有利,再触发后的爆震波其压力、速度受到预混气压力、浓度及当量比等参数的影响。

含石蜡燃料的能量特性和退移速率测试

含石蜡燃料是固液混合火箭发动机的理想能源,采用最小自由能法在富氧、富燃和最佳氧燃比条件下对组分含量不同的含石蜡燃料和端羟基聚丁二烯（HTPB）燃料进行能量特性计算,利用固气矩形混合发动机测试含石蜡燃料和HTPB燃料的退移速率.能量特性计算结果表明：在相同组分配方下,加入AP使燃料中含氧量增多、最佳氧燃比和比冲降低,加入Al能提高燃烧室温度和密度比冲;在相同氧燃比下,含石蜡燃料和HTPB燃料的比冲基本相同.退移速率实验结果表明：在氧气质量流率从25 g·s^-1增加到40g·s^-1时,石蜡燃料的退移速率从0.79 mm·s^-1增加到1.11 mm·s^-1,HTPB燃料的退移速率从0.47 mm·s^-1增加到0.68 mm·s^-1;石蜡燃料的退移速率约为普通HTPB燃料的1.58 ～1.74倍.

数字图像处理技术在火焰测试中的应用

开发了基于VC++.NET的红外图像识别系统。应用该系统对固体推进剂发动机排气羽焰图像进行了数字图像处理,得到了排气羽焰的亮度分布,实现了固体推进剂发动机排气羽焰的分析与参数识别。处理结果表明,该系统达到了对固体推进剂发动机排气羽焰图像总体分析与参数识别的目的,为固体推进剂发动机排气羽焰的分析与参数识别提供了一种全新的方法。

某型燃气涡轮起动机振动测试系统的研发

振动信号能够从时域或频域实时地反映旋转机械的故障信息,为满足某型燃气涡轮起动机故障诊断的需要,研发了涡轮起动机振动测试系统。该系统能够控制涡轮起动机的工作过程,监控工作状态,记录工作数据和分析振动信息。系统以起动机时域振动信息为基础,运用频谱分析和倒谱分析方法处理振动信息,以确定故障部位。系统研究了燃气涡轮起动机与加载系统匹配的方法,以及加载系统附加振动信号的识别与分离。试验结果表明,该系统能够实现涡轮起动机工作过程的控制,工作数据和振动信息的采集和分析,并且可以识别与分离加载系统的附加振动信号,为燃气涡轮起动机故障诊断提供可靠的实验研究平台。

基于亚历山大效应测量固体火箭发动机燃气温度

介绍了亚历山大效应测温原理,通过数值仿真研究了发动机尺寸与热损失对燃烧室轴心温度的影响,组建了基于亚历山大效应的火箭发动机燃气温度测量系统。测量了铝含量为1%,9%,17%的复合推进剂在0.1 MPa下燃气温度、发动机工作压强为5 MPa时燃烧室内燃气温度和喷管出口处燃气温度。结果表明:发动机直径与热损失对燃烧室轴心温度的影响可忽略;基于亚历山大效应测温法在室压下测得燃气温度分别为2857,3109,3284 K,理论计算燃气温度分别为2712,2891,3049 K,即随着铝含量的增加,实测燃气温度和理论燃气温度都增加;测得发动机喷管出口燃气温度为2200 K,与理论计算的2278 K较吻合;透明玻璃窗在发动机工作过程中受到燃气污染,导致测得的燃烧室气体温度分别为2300 K和2450 K,低于理论计算的3190 K和3450 K,必须进一步改进高温测量系统,使之能精确测量火箭发动机燃气温度。

国务院、中央军委关于授予钱学森同志“国家杰出贡献科学家”荣誉称号的命令

国防科工委: 钱学森同志是我国著名科学家。他早年在空气动力学、航空工程、喷气推进、工程控制论等技术科学领域做出许多开创性的贡献。一九五五年九月,在毛泽东、周恩来等老一辈无产阶级革命家的关怀下,他冲破重重阻力,离开美国回到社会主义祖国。一九五九年八月,他光荣地加入了中国共产党。数十年来,他以对祖国、对人民的无限热爱和忠诚,满腔热忱地投身于我国国防科研事业,为我国火箭、导弹和航天事业的创建与发展做出了卓越的贡献。他潜心研究的工程控制论,发展成为系统工程理论。

基于改进灰狼优化算法的涡扇发动机性能/喷流噪声综合优化控制研究

为保证整个飞行过程中满足噪声适航标准和飞行器的安全性,需要按照最严苛的噪声要求进行发动机设计,并留有很大的安全裕度,因而导致发动机的性能潜力未能得到发挥。本文对传统灰狼算法进行了改进,提出自适应概率变异策略,在优化过程中调整狩猎模式,提升了算法的全局搜索能力;基于该算法开展涡扇发动机性能/喷流噪声综合寻优控制研究,根据不同飞行需求对航空发动机性能进行优化,获得最佳控制量,在满足安全性和噪声指标的同时,提高发动机的性能。仿真结果表明,改进后的算法具有更好的全局寻优性能,最大推力模式下可提升推力13.45%,最小油耗模式可降低油耗3.19%,最低涡轮前温度模式可降低涡轮前温度2.07%。

《热应力百科全书》简评

由国际著名热应力专家R.B.Hetnarski教授主编的《热应力百科全书》^([1])于2014年由荷兰Dordrecht的Springer公司出版,书号为978-94-007-2738-0,全书共11分卷、6643页(含3268个图,其中彩色图1141个).国际著名力学家G.A.Maugin(杰拉尔德·毛嘉恩)教授为此撰写了一个书评^([2]),原文发表在热应力杂志上(2015年第38卷271~275页).在征得G.A.Maugin教授和R.B.Hetnarski教授的同意后,浙江大学工程力学系陈伟球教授和南京航空航天大学航空宇航学院高存法教授将该书评翻译成中文发表,以期让更多从事热应力研究的学者和技术人员以及热衷于学习热应力知识的学生了解该百科全书,从而为他们后续的学习和研究提供方便.

国务院中央军委颁布命令 授予钱学森“国家杰出贡献科学家”荣誉称号

国务院、中央军委日前颁布命令,授予钱学森同志“国家杰出贡献科学家”荣誉称号,表彰他全心全意为人民服务,为祖国科技事业的发展所做出的卓越贡献.由国务院总理李鹏、中央军委主席江泽民签署的命令说,钱学森同志是我国著名科学家.他早年在空气动力学、航空工程、喷气推进、工程控制论等技术科学领域做出许多开创性的贡献.1955年9月,在毛泽东、周恩来学老一辈无产阶级革命家的关怀下。