航天技术二次应用范例（二十七）

航天技术二次应用范例（二十七）镜片技术光探测与测距技术是美国航宇局和其它研究机构用于对大气特性进行远距离测量的技术。星热力学特性以及较高的抛光性能的碳化硅，是制作镜片的理想材料。现在ＣＶＤ公司正在将这一技术应用于航天、军事和商业领域，产品的尺寸从几厘...     

碳化硅铝基复合材料的应用与加工

文中就近年来国内外对碳化硅铝基复合材料的研究、应用和加工进行综述，并就碳化硅铝基复合材料在中国航天仪器产品的上的应用、测试状况进行了分析。主要内容包括：碳化硅铝基复合材料的制备、材料性能的对比分析、力学试验内容和结果、热平衡试验分析。并详细地介绍了这种材料的机械加工和热处理方法。此外还结合国外对碳化硅铝基复合材料的研究应用现状，提出了这种材料在中国航空航天高科技领域应用发展前景的看法。     

碳化硅铝基复合材料的应用与加工

就近年来国内外对碳化硅铝基复合材料的研究、应用和加工进行综述、分析了碳化硅铝基复合材料在国内航天遥感仪器某型号产品上的应用、测试状况，并详细地介绍了这种材料的机械加工和热处理方法。此外还结合国外对碳化硅铝基复合材料的研究应用现状，提出了这种材料在我国航空航天高科技领域应用发展前景的看法。     

碳化硅铝基复合材料的应用与加工

文中就近年来国内外对碳化硅铝基复合材料的研究、应用和加工进行综述,并就碳化硅铝基复合材料在中国航天仪器产品上的应用、测试状况进行了分析。主要内容包括:碳化硅铝基复合材料的制备、材料性能的对比分析、力学试验内容和结果、热平衡试验分析。并详细地介绍了这种材料的机械加工和热处理方法。此外还结合国外对碳化硅铝基复合材料的研究应用现状,提出了这种材料在中国航空航天高科技领域应用发展前景的看法。     

高碳化硅复合材料精密零件的车削

高碳化硅复合材料的机加工难度很大，通过试验，对机加工艺、工艺参数、刀具材料进行了选择。采用ＰＣＤ人造聚晶金刚石刀具作为粗、半精车削刀具，优质人造金刚石作为精加工刀具、使高碳化硅复合材料的轴承座零件，达到了设计要求。     

非柔性结构太空梯的构想

文章简略介绍太空梯的概念,概述了目前世界上太空梯系统的状况和研制遇到的普遍困难.由于现有的纳米技术和材料以及加工水平还不能满足缆绳式太空梯的要求,因此文章提出建造一种非柔性结构的太空梯的构想,这样的太空梯虽然运行效率不及缆绳式太空梯,但所要求的材料相对容易得到.     

国外空间反射镜材料及应用分析

空间反射镜材料的选取与反射镜镜坯加工工艺直接影响光学遥感卫星的戍像能力。提高空间相机分辨率的直接途径是增大光学系统的口径,因此大口径空间反射镜的材料技术和镜坯加工技术受到了高度关注。在未来相当长的时间内,相关技术都是研究热点。文章重点研究了常用空间反射镜材料的特性,这些材料包括美国康宁公司的超低膨胀玻璃、德国肖特集团的微晶玻璃、碳化硅和碳化硅复合材料,并对熔接法、浇铸法、烧结法等常用的大口径反射镜镜坯加工方法进行了研究,调研了各类材料的实际在轨应用情况。最后根据上述材料的热膨胀系数和反射镜结构强度等特征,分析总结了这些材料的适用范围。     

30%SiCp/Al复合材料空间服役温度环境适应性研究

30%SiC_p/Al复合材料具有较高的比强度和比刚度，应用于火星车驱动组件需满足空间环境温度下的高强韧性和高尺寸稳定性需求。文章对粉末冶金法制备的铝基碳化硅复合材料开展了空间环境地面模拟试验，分别从力学性能、组织结构和热物理性能等方面对材料的大温域空间环境适应性进行系统分析。结果表明，材料的力学性能和热物理性能随温度呈现规律性的变化，且具有各向异性:低温条件下抗拉强度提高，线膨胀系数降低；高温条件下冲击韧性提高，导热系数降低；经高低温循环后残余应力降低，抗拉强度提高，线膨胀系数各向异性降低。在此基础上，初步分析了铝基碳化硅复合材料受不同空间温度环境影响，力学性能和热物理性能发生变化的内在机理。     

我国卫星搭载晶体试验成绩显著

我国卫星搭载晶体试验成绩显著据中国空间技术研究院透露，我国通过卫星搭载进行砷化镓晶体太空试验，取得重大成果，已获得一批在太空生长的优质半导体。砷化镓晶体是微波通信、特别是卫星通信的急需材料。我国于１９８７年秋，通过卫星搭载试验，获得了世界上第一块空间...     

条形碳化硅纤维的制备与性能

使用异形喷丝板通过熔融纺丝制备出条形聚碳硅烷原纤维,然后经不熔化及高温烧成得到条形碳化硅纤维。通过X射线衍射仪分析了条形碳化硅纤维的构成、强度及电磁性能。结果表明,条形碳化硅纤维主要由β-SiC和无定形SiC组成,纤维的当量直径为20~31μm,拉伸强度为0.8~2.4 GPa,介电常数实部ε′为6.2~6.8,虚部ε″为2.5~3.3。条形碳化硅纤维可用作结构吸波材料。     

纤维混编CMC-SiC的残余热应力计算

将SiC纤维引入到C/PyC/SiC中,有望减少因C纤维与SiC基体热膨胀系数不匹配而导致的基体残余热应力。研究了C纤维和SiC纤维混编方式和混编比例对复合材料残余热应力的影响规律。采用有限元法建模、计算了纤维混编接触分布和相间分布复合材料的残余热应力,结果表明:(1)与C/PyC/SiC比,C纤维和SiC纤维混编增强SiC基复合材料可减少SiC基体的残余拉应力;(2)相同混编比例时,纤维混编接触分布((x C-y SiC)/PyC/SiC)复合材料的基体轴向残余应力比纤维混编相间分布((x C×y SiC)/PyC/SiC)复合材料基体的小;(3)以纤维混编接触分布为例,SiC基体的轴向残余应力随混编复合材料中SiC纤维的增加而减小,但当C纤维和SiC纤维的混编比例由1∶2变为1∶4时,基体的轴向残余热应力仅从174 MPa下降到170 MPa。     

Space optical payloads, new application area for high temperature composites

High temperature composites have been extensively developed in order to produce thermal protection systems of reusable re-entry vehicles and launchers. This development effort covers all aspects including sizing, design, manufacturing processes characterization, non destructive inspection, and all industrial facilities which have also been installed. Strong interest recently appeared for these materials to meet requirements for different space applications. In particularly, for more stringent optical payloads, new materials with high performance requirements have appeared. In the field of high dimensionally stable structures for telescopes, materials have to meet severe requirements, such as low coefficients of thermal expansion, good specific modulus, long-term stability (moisture and chemical insensitivity), etc. Carbon/carbon (C/C) composites can meet these specifications. To demonstrate this capability a structure has been designed, manufactured and will be submitted for complete testing (work supported by ESA/ESTEC). The main available results (part feasibility, characterizations, analysis and stability performance budgets) are presented. For future telescope mirrors, silicon carbide is already known as a good candidate. However, an innovative concept based on silicon carbide sandwich honeycomb technology, which allows optimized design, has been developed. The first characterization results and manufacturing capabilities are presented.     

C/SiC复合材料推力室应用研究

C/SiC复合材料密度低、耐高温、抗氧化、抗烧蚀,并且具有非常好的高温力学性能,是制备高性能液体火箭发动机推力室的理想材料.本文从C/SiC复合材料燃烧室结构计算、无损探伤及C/SiC与金属连接等方面,论述了上海空间研究所在C/SiC复合材料应用于液体火箭发动机推力室方面的基础研究及应用进展.     

SiC_p/AL复合材料在空间光学遥感器上的应用

文章论述了碳化硅颗粒增强铝基(SiC_p/AL)复合材料在空间光学遥感器上的应用,较系统地介绍了已经完成的空间光学遥感器光机结构件镜身、镜盒的制造技术,并提出了对该材料在空间光学遥感器上应用前景的设想。     

硅橡胶基绝热材料高温热行为研究

采用高温管式炉在惰性气氛下研究了硅橡胶基绝热材料在1 073～1 873 K的热行为,利用X射线衍射和红外光谱等手段探索了高温固相残余物的产生历程和碳化硅的生成机制,采用热重-差热联用表征了高温固相残余物的热氧化性能。研究结果表明,随着处理温度升高,硅橡胶基绝热材料的固相残余物逐渐向高温陶瓷转化,其热稳定性和耐氧化性相应提高;硅橡胶基体在1 073 K已分解完毕,其固相残余物为碳、硅氧碳化物和SiO2等;随温度上升,有机碳向更加耐氧化的无机碳转变;硅氧碳化物随温度升高向碳化硅转化;气相SiO2高温下由无定型转化为方石英晶体,并与碳发生碳热反应生成碳化硅。     

碳/环氧复合材料两次表面镜基板研制

文章介绍了碳/环氧复合材料两次表面镜基板的结构与铺层、选材与成型工艺,性能测试等内容。     

C/SiC刹车材料的摩擦磨损性能

通过化学气相渗透结合反应熔体浸渗法制备了三维针刺C/SiC刹车材料,利用光学显微镜、SEM和XRD研究了材料的组织结构,并通过电模拟惯性试验台测试了全尺寸C/SiC飞机刹车盘的摩擦磨损性能。结果表明,C/SiC刹车材料由35%~65%C,25%~55%SiC和约10%Si组成,SiC和Si主要分布在短纤维胎网层。在刹车压力相同时,随着初始刹车速度的增大,材料的平均摩擦系数先增大后减小,当初始刹车速度为150 km/h时,摩擦系数达最大值;当初始刹车速度相同时,摩擦系数随着刹车压力的增大而减小;材料平均磨损率约为1.0×10-3mm/(side.time)。在飞机正常着陆条件下,材料的刹车力矩与刹车速度间的关系与飞机防滑刹车系统的着陆响应相匹配,使得该材料具有较高的刹车效率。     

用于图像定位与配准的扫描辐射计扫描镜热变形模型研究

以某卫星扫描成像辐射计为研究对象,建立了扫描镜的热变形模型,并对模型进行了简化。模型应用结果表明,扫描镜镜面与扫描镜转轴需采用热特性接近的材料,通过增强仪器结构在Y向的刚度,能提高热变形模型的精度。用该模型获得的扫描镜热变形运动补偿(TMC)精度可满足卫星的使用要求。