三维针刺C/C-SiC复合材料的烧蚀性能

采用"化学气相渗透+先驱体浸渍裂解"(CVI+PIP)混合工艺,制备了三维针刺C/C-SiC复合材料,使用氧气流量和乙炔流量之比为2∶1的氧乙炔焰,研究了复合材料的烧蚀性能,烧蚀时间长达600 s;分别用扫描电镜和表面能谱,分析了烧蚀表面的形貌和成分。结果表明,复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率的平均值分别是0.004 3 mm/s和0.001 4 g/s。烧蚀表面不同区域微观形貌和烧蚀机理不同,烧蚀中心以基体氧化流失、C纤维的氧化以及气流冲刷为主;在过渡区域,烧蚀是以SiC基体的氧化和气流冲刷为主;烧蚀边缘则以SiC基体的热氧化为主。C/C-SiC复合材料在氧-乙炔条件下的烧蚀机制是热化学烧蚀、热物理烧蚀和机械冲刷的综合作用。     

碳纤维增强莫来石复合材料的制备与性能研究

为解决传统溶胶制备的碳纤维增强莫来石复合材料致密化效率低、制备周期长、性能不理想等缺陷,以碳纤维布叠层缝合预制件为增强体,以符合莫来石化学计量比的Al2O3-SiO2溶胶为原料,通过浸渍-干燥-热处理技术路线制备C/Mullite复合材料。研究了Al2O3-SiO2溶胶的烧结收缩与莫来石化行为,对复合材料工艺进行了初步优化,表征了氧乙炔焰烧蚀性能。所用Al2O3-SiO2溶胶的固含量30.7%,陶瓷产率18.3%,经1 300℃热处理后,莫来石化基本完成,且表现出明显的烧结收缩。形成了能避免碳纤维布分层开裂的复合工艺路线。获得了四点弯曲强度和断裂韧性分别为210.6 MPa,11.2 MPa·m1/2的C/Mullite复合材料。在氧乙炔焰烧蚀中,莫来石基体分解生成Al2O3和SiO2,在热流和机械冲刷作用下,大量SiO2流失,复合材料的质量烧蚀率和线烧蚀率分别为0.049g/s,0.12mm/s。     

TiC和ZrC颗粒增强钨基复合材料的烧蚀研究

用氧乙炔焰喷吹法对 Ti C和 Zr C增强钨基复合材料 ( Ti Cp/W和 Zr Cp/W两系列 )烧蚀性能进行了研究。结果表明 ,复合材料的质量烧蚀率和线烧蚀率由高到低的排列顺序为 :W>30 Ti Cp/W>4 0 Ti Cp/W>30 Zr Cp/W>4 0 Zr Cp/W( 30 Ti Cp/W表示含 Ti Cp 的体积分数为 30 % ,下同 )。对复合材料在烧蚀初期剧烈的升温过程进行了在线监测。 30 Ti Cp/W和 4 0 Ti Cp/W在烧蚀初期剧烈的升温过程中未能经受住约 2 0 0 0℃ /s升温热震而开裂 ,而 30 Zr Cp/W和 4 0 Zr Cp 能经受约 2 0 0 0℃ /s升温热震。在钨中加入 Ti C和 Zr C颗粒能明显提高钨的抗烧蚀性能 ,而且 Zr C颗粒比 Ti C颗粒更能提高 W的抗烧蚀性能。碳化物含量越高 ,材料的抗烧蚀性能越好。复合材料烧蚀机理是 W、Ti C和 Zr C的氧化烧蚀     

2D C/SiC复合材料阻尼性能研究

测试了CVI工艺制备的2D C/S iC复合材料的阻尼性能,讨论了其阻尼机制,分析了涂层、测试频率和热处理等因素对其阻尼峰的影响。结果表明,2D C/S iC复合材料的阻尼峰值可达1.86×10-2,其阻尼机制主要为微裂纹扩展、增强纤维阻尼及界面阻尼;S iC涂层可大幅度降低2D C/S iC复合材料的阻尼性能,消除阻尼特性曲线上的阻尼峰;2D C/S iC复合材料阻尼峰随加载频率的升高而降低;高温热处理使2D C/S iC复合材料阻尼峰降低。     

固体冲压发动机燃气阀用C/SiC复合材料研究

采用“化学气相渗透法 先驱体浸渍裂解法”(CVI PIP)混合工艺制备了固体冲压发动机燃气阀用3D C/S iC复合材料,并对复合材料的显微结构和力学性能进行了研究。复合材料的密度为2.1 g/cm3,复合材料的室温剪切强度和轴向弯曲强度分别为55 MPa和643 MPa。在断裂过程中,复合材料表现出明显非灾难性的韧性断裂行为,试样断裂面存在大量的拔出纤维。复合材料具有优异的绝热性能,Z向热导率为14.5 W/(m.K),X-Y面内热导率为5.0 W/(m.K)。研制的3D C/S iC复合材料燃气阀成功通过冷气轴向抗冲击试验和发动机高温搭载试验考核。     

烧结温度对C/C-ZrC-SiC复合材料性能的影响

以葡萄糖作为碳源,硅溶胶作为硅源,氧氯化锆作为锆源,采用水热共沉积-碳热还原法制备了C/C-ZrC-SiC复合材料,研究了材料的烧结温度对C/C-ZrC-SiC复合材料的微观形貌、力学性能和耐烧蚀性能的影响。结果表明,烧结温度对水热共沉积制备C/C-ZrC-SiC复合材料的性能影响显著。水热共沉积制备的C/C-ZrO_2-SiO_2陶瓷在1600℃下烧结,可获得C/C-ZrC-SiC复合材料,ZrC和SiC陶瓷相颗粒粒径约为500 nm,在基体中均匀分布。1600℃烧结的C/C-ZrC-SiC复合材料表现出最佳的力学性能和抗烧蚀性能,其最大弯曲强度为173.8 MPa,质量烧蚀率和线烧蚀率分别为1.28×10~(-4)g/(cm~2·s)和1.67μm/s。过高的烧结温度导致晶粒粗大、孔隙缺陷增多,使得复合材料力学性能恶化、抗烧蚀性能大幅降低。     

C/C-ZrC-Cu复合材料的微观结构与抗烧蚀性能

采用低温反应熔渗工艺,以Zr_2Cu合金为熔渗金属,在密度为(1.25±0.05) g/cm~3的毡基C/C复合材料中引入ZrC+Cu组分,以提高其抗氧化烧蚀性能。采用X射线衍射仪(XRD)、光学显微镜(OM)和扫描电子显微镜(SEM),分析C/C-ZrC-Cu复合材料的相组成与微观结构,在氧-乙炔环境下考核材料的抗烧蚀性能。结果表明,C/C-ZrC-Cu复合材料形成了三维网络状(热解碳+ZrC+Cu)混合基体结构,热解碳可以有效防护高温金属熔体对碳纤维造成的损伤,Zr C和Cu的引入有效改善了抗烧蚀性能,氧乙炔烧蚀120 s后,线烧蚀率从毡基C/C复合材料的9.0×10~(-3)mm/s降低为-1.0×10~(-3)mm/s,主要归因于材料表面形成了相对完整的ZrO_2保护层和Cu的发汗冷却作用,对应的氧化烧蚀机制主要为Zr C、C等氧化引起的热氧化烧蚀和Cu熔化、挥发等引起的热物理烧蚀。     

侧链基团和填料对硅橡胶材料耐烧蚀性能的影响

为了研究侧链基团和填料对硅橡胶材料耐烧蚀性能的影响,选用具有苯环和多面体低聚倍半硅氧烷(POSS)这2种侧链基团的硅橡胶基体,以及Mg(OH)2、蒙脱石、Fe2O3和短切碳纤维(1 mm)这4种填料,利用马弗炉等温烧蚀和动态热失重TG法研究不同侧链基团和填料样品的耐烧蚀机制。结果表明:苯环和POSS基团的引入使得基体初始分解温度分别提高了79 ºC和9 ºC,质量损失率分别降低了19.4%和12.0%。以Mg(OH)2 25 g(每100 g硅橡胶)、蒙脱石4 g和Fe2O3 6 g作为硅橡胶复合材料进行填料时,其质量烧蚀率为0.008 g/s,相比纯橡胶基体降低了86.8%。在以上配方中继续引入5 g碳纤维,使其质量烧蚀率降低至0.004 g/s。残炭层的微观形貌显示,短切碳纤维形成的三维骨架结构是提高硅橡胶材料耐烧蚀性能的关键。     

改性先驱体制备C/SiC复合材料性能研究

采用交联剂对聚碳硅烷(PCS)先驱体进行改性,以改性先驱体配置溶液制备了C/SiC复合材料。在制备过程中,由于改性先驱体较高的陶瓷产率,缩短了复合材料基体致密化周期,气孔率降低到7.2%,密度提升到2.01 g/m~3。在改善试样显微结构的同时,改性先驱体能够明显提升C/SiC复合材料力学性能,弯曲强度提高到459.4 MPa,断裂韧性提升到13.6MPa·m~(1/2),相比单组分PCS先驱体分别提高了51.9%和32.0%。烧蚀性能考核表明,试样的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为8.3×10~(-3) mm/s和4.3×10~(-3) g/s,相比单组分PCS制备的试样分别降低了85.7%和73.1%。通过对试样内部显微结构和考核后形貌进行分析,结果表明试样力学和烧蚀性能的提升主要得益于致密化的基体以及基体对纤维很好的保护作用。     

添加树脂碳对针刺C/C-SiC材料熔渗行为及性能的影响

以2.5D无纬布/网胎叠层针刺预制体为增强体，采用化学气相渗透和树脂浸渍裂解法制备了密度约1.35 g/cm³的热解碳C/C、热解碳+树脂碳C/C两种坯体，再经反应熔渗获得C/C-SiC复合材料，分析了不同碳基体组分C/C材料的熔渗特性及其微结构、拉伸性能及氧乙炔烧蚀性能的变化规律。结果表明：相比热解碳的“薄壳”型孔隙结构，树脂碳的“狭缝”型孔结构增大了液Si与碳基体的接触面积，提高了熔渗动力，获得致密度和SiC含量高的C/C-SiC复合材料，提升抗烧蚀性能，在氧乙炔火焰下经400～600 s烧蚀的线烧蚀率降低24%,但树脂碳对液Si的诱导渗透增加了骨架承载体的损伤，使树脂碳+热解碳基C/C-SiC复合材料室温拉伸强度(104±3)MPa低于热解碳基C/C-SiC的(118±3)MPa。     

高超声速跳跃-滑翔弹道方案设计及优化

针时常规弹道导弹突防能力差、成本高的缺点,提出了一种高超声速跣跃-滑翔弹道方案.以某弹道导弹为例,通过采用高升阻比外形和末级发动机多次点火技术,将其再入弹道设计成大气层边缘的跳跃-滑翔弹道,并以航程为目标对弹道进行了优化.结果表明,跳跃-滑翔弹道能大幅增加导弹航程,同时还具有较强的突防能力,而且当跳跃幅度较大时,还可减轻气动加热;优化后导弹的航程进一步增加,跳跃幅度减小,热流峰值减小,加热时间和总气动加热量增加.     

空间交会对接光学敏感器测量的实验研究

光学敏感器通常用作空间交会对接最后阶段的测量敏感器。本文研究了光学成像敏感器的测量方法，并在此基础上进行了物理仿真实验。实验结果表明，当距离为１ｍ左右对直径４０ｃｍ的目标模拟器进行测量时．位置测量精度优于１ｍｍ，姿态测量精度优于０．４°。     

碳化硅纤维增强铝复合材料疲劳性能及疲劳破坏机理研究

介绍了SiC/Al复合材料单向板和正交板试样的拉—拉疲劳特性和疲劳破坏机理研究结果。研究结果表明,SiC/Al板试样拉—拉循环5×10~4次后,其剩余静拉伸强度系数超过0.87,随着循环应力水平的提高,材料的剩余静拉伸强度几乎没有变化,但声发射信号的起始峰值向应变增大方向移动;疲劳将导致复合材料表面产生温升,通过测量材料表面温度的变化,可以提前预告SiC/Al复合材料的疲劳破坏。     

抗相参雷达的侦察干扰一体化处理技术

基于数字射频存储技术,提出了对相参体制雷达的侦察干扰一体化处理方案.通过对侦察和干扰技术的分别论述和整合研究,将传统上独立的侦察和干扰的主要数字处理算法集成在单个可编程器件内,大大提高了对相参雷达的干扰效能,减小了电子对抗设备的体积和功耗.     

超声速进气道流场三维数值模拟

超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。     

基于卫星中继的导弹飞控数据链链路分析

导弹飞控数据链路可极大地提高导弹的作战性能.分析了基于卫星中继的导弹飞控数据链链路特性,给出了其系统组成结构.完成了地星链路和星弹链路系统的分析与设计.最后给出了各链路的通信余量估算.对导弹飞控数据链的工程实现具有参考意义.     

基于HLA的卫星组网通信与对抗仿真系统设计

介绍了一种基于HLA的卫星组网通信与对抗仿真系统设计框架,并较为详细地描述了其联邦与成员设计。基于此设计框架的目的系统能够提供虚拟空间战场环境,使部队进行可信度较高的空间信息作战演习,并进行相应的技术和战术研究。     

卫星系统热特性分析

考虑空间轨道外热流、卫星表面自身辐射、热载荷等因素影响,建立卫星温度场计算模型,在采用蒙特卡罗(Monte-Carlo)法求解卫星复杂辐射边界条件的基础上,利用有限容积法对卫星在轨飞行阶段的瞬态温度场进行数值模拟,计算得到卫星瞬态温度场,并考虑其表面自身辐射及空间轨道外热流等因素,建立卫星红外辐射通量计算模型,计算得到不同时刻、不同热载荷情况下的卫星红外辐射通量分布,并简要分析了在轨卫星热控涂层衰减所带来的表面太阳吸收比的变化对卫星温度场的影响。     

浅谈档案室的管理

如何加强档案规范化管理,充分发挥档案在实际工作中的作用,本文从档案的收集、整理、保管、利用和人员的素质五个方面来进行阐述。从而提高人们对档案室管理工作的认识,以确保档案室管理工作的进一步提高。     

一种多标校源的高轨伴星时差频差定位算法

针对高轨伴星时差频差无源定位系统中卫星位置、速度、时差和频差等参数的测量系统误差严重影响定位精度的问题,提出了一种基于四个或四个以上已知位置的地面标校源的高斯-牛顿定位算法。该算法首先利用差分法消除星间时差、频差测量的系统误差,再利用标校源的时差频差测量方程组估计出主星和伴星的相对位置和相对速度误差,最后结合时差、频差、地球球面以确定非合作辐射源位置。理论和数字仿真均表明在时差和频差测量的随机误差较小时,本文算法的均方根误差（MSE）接近克拉美-罗下限(CRLB)。