Si3N4/TC4活性钎焊连接机理与性能

针对Si_3N_4/TC4复合结构钎焊连接问题,研究了钎料和母材中活性元素Ti对Si_3N_4/TC4接头润湿性、界面结合机制和力学性能的影响。进行了润湿、接头显微组织分析和剪切强度试验,结果表明:活性元素Ti对于钎料在陶瓷表面的润湿起主要作用,Ag-Cu钎料通过TC4母材中Ti元素的长程扩散进入Si_3N_4界面虽然实现润湿,但形成的反应产物并不明显,陶瓷/钎料界面成为断裂薄弱区域。Ag-Cu-Ti钎料中Ti元素在Si_3N_4一侧界面富集形成TiN+Ti_5Si_3反应层,对钎料在陶瓷界面润湿性和接头断裂脆性都具有改善作用,接头剪切强度达到267.3 MPa。     

高温结构陶瓷材料的制造及应用

本文叙述了耐高温结构陶瓷(SiC、Si_3N_4)的制造工艺;扼要评述了该材料的物理性能;简要介绍了在增韧方面所取得的进展;最后,提到陶瓷/陶瓷材料,认为该材料在固体发动机喷管上作耐热结构件是很有前途的。     

C/C-SiC防热材料快速制备及其性能研究真

采用CVI+PIC工艺制备了密度为1.35～1.45 g/cm3的C/C多孔体,对多孔体进行LSI快速获得C/C-SiC防热材料,表征了防热材料的微观结构、弯曲性能,对其进行300 s氧乙炔烧蚀试验,检测了筒形C/C-SiC燃烧室热结构缩比构件的整体承压性能。结果表明,采用CVI+PIC方法成型的C/C多孔体LSI后,液相Si主要与树脂炭反应,生成的SiC位于纤维束之间的大孔孔隙中,由炭纤维束与其内部和包覆在纤维束表层的热解炭构成的增强相未受液Si浸蚀。制备的C/C-SiC弯曲强度达122 MPa,弯曲破坏呈现明显的假塑性断裂;筒形C/C-SiC燃烧室热结构缩比件(外径175 mm、壁厚7.5 mm、高度200 mm)水压爆破压力为5.2 MPa。C/C-SiC材料氧乙炔试验线烧蚀率0.000 2～0.000 3 mm/s、质量烧蚀率0.000 1～0.000 3 g/s,材料的烧蚀以热化学烧蚀为主,烧蚀型面整体平滑,烧蚀表面形成了SiO2抗氧化玻璃相和Si纳米线。     

航空航天材料发展现状及前景

文章较系统地介绍了航空航天材料的特点、地位和作用,结合具体案例分析了铝合金、钛合金、先进复合材料等结构材料,以及以透波复合材料、吸波隐身复合材料为代表的航空功能材料和以防热耐烧蚀复合材料、梯度功能复合材料为代表的航天功能材料的性能和应用,指出航空航天材料的未来发展方向是高性能、多功能、复合化、智能化、整体化、多维化和低成本化。     

C/C-Al2O3梯度功能复合材料改性研究

采用炭纤维表面涂层与基体改性方法相结合,对所制的C/C Al2O3梯度功能复合材料界面性能进行了改进。研究了增强相炭纤维与陶瓷相Al2O3的界面结合强度这一关键技术,进行了热学、烧蚀、力学性能测试和微观结构分析。结果表明,添加ZrO2对基体进行改性,使材料的强度提高了39.1%,热导率降低至0.902W/(m·K)(800℃);采用炭纤维表面SiC涂层处理能有效改善复合材料的界面性能,使材料强度提高了3倍,达到约70MPa。     

载人飞船舷窗防热与密封结构的设计与试验

讨论了研制中国载人飞船舷窗防热和密封结构的几个技术难题:1)保证舷窗在返回的高温环境中防热与密封可靠;2)保证窗玻璃材料与周围防热材料烧蚀同步,避免出现局部干扰热流;3)进行多种异质材料,包括透明材料组成的复杂结构温度场的分析计算;4)通过地面模拟试验准确地预测实际飞行条件下舷窗的防热与密封性能。文章阐述了解决这些难点的主要方法和结果。神舟一号至神舟六号的飞行成功表明,舷窗结构的防热和密封性能良好,同时,也给舷窗防热与密封设计技术做了多次飞行验证。     

轻质碳-酚醛防热材料缺陷类型及影响分析

文章研究了一种新型的烧蚀防热材料——纤维增强纳米多孔轻质耐烧蚀材料的缺陷类型及形成机理。通过对材料的成型工艺、力热性能以及微观结构形貌状态的研究,确定了材料成型过程中可能形成的缺陷类型及其对产品力热性能的影响,并给出了材料的检测方法及合格判据。所得结果可为其他大尺寸整体成型的纳米增强防热材料产品提供检测依据。     

中间相炭微球为炭源反应形成SiC陶瓷及其结构与性能

以中间相炭微球和SiC粉为原料,模压渗硅制备了反应形成SiC陶瓷.计算了制品各相含量随SiC粉掺量、渗硅温度和保温时间改变的变化规律,同时测试了制品性能,并通过SEM观察了制品表面形貌.计算结果表明,随SiC粉掺量的增加,硅化后制品Si和SiC相体积分数提高,C相体积分数降低;渗硅温度的提高可降低制品开气孔率和提高密度...     

低密度硅基材料烧蚀机理分析与工程计算

从低密度硅基材料烧蚀机理分析这一角度出发,阐述载人飞船返回舱大面积防热结构的设计思想,并给出了经过地面试验检验的计算结果。论述的主要内容:(1)分析了神州一号返回条件下,材料的烧蚀机理;(2)优化出影响材料的烧蚀性能的主要参数;(3)指导了烧蚀材料的研制,对烧蚀材料有明确的性能要求;(4)确定了防热结构在载人飞船返回条件下,大面积防热结构的厚度。此分析用于载人飞船飞船的研制,并为飞行试验所验证。     

新型锆硅复相陶瓷先驱体的制备及性能

将四-二乙氨基锆(TDEAZ)和乙炔基苯胺封端的聚碳硅氮烷(PCSN)进行液相共混,制备含有Zr、Si元素的新型复相陶瓷先驱体(ZPCSN),并通过FT-IR对其结构进行表征,利用DSC与TGA分别探讨其固化行为及耐热性能;并通过XRD与EDS研究ZPCSN的陶瓷先驱体、耐高温陶瓷。陶瓷化性能结果表明,ZPCSN结构中含有C≡C键,在固化过程中交联形成致密的三维网状结构,赋予ZPCSN优异的耐热性能;在1 600℃氩气氛围中,ZPCSN裂解形成Zr C/Zr N/Si C/Si3N4多元复相陶瓷,保留率为67.92%,这表明ZPCSN具有优异的陶瓷化性能。     

SiBCN陶瓷先驱体固化及陶瓷化行为分析

采用非等温DSC、TG等研究了SiBCN陶瓷先驱体-聚硅硼氮烷(PBSZ)的固化、陶瓷化行为,运用FTIR、XRD、SEM等手段表征了PBSZ先驱体在不同温度的裂解产物结构和微观形貌。通过Kissinger、Crane方程得到PBSZ先驱体的固化动力学参数:活化能Ea=243.27 kJ/mol,反应级数n=0.958。PBSZ先驱体的质量损失主要发生在500～800℃,聚合物中有机基团逐渐减少,基本完成无机化转变。XRD结果表明,在1500℃以下裂解得到的产物为表面致密的非晶态SiBCN结构,而在1800℃下裂解产物发生了晶化转变,得到的陶瓷产物包含Si C、Si_3N_4、BN(C)等相。     

多孔介质相变发汗冷却主动热防护试验研究

采用液态水作为冷却工质,通过烧结成型方式将钛铝合金材料制备为多孔介质平板,通过高压气瓶提供压力驱动水从多孔介质材料渗出,利用石英灯辐照的方式进行了500 k W/m~2热流密度的热考核,并监测了试验过程中的温度和流量力变化。试验结果表明:在中等热流下,利用水的相变发汗冷却能够进行有效防热,材料加热面温度始终接近于水的沸点。且在试验过程中监测到,在给定水的增压压力情况下,随着时间推移,水的汽化过程逐渐深入多孔介质内,使得水流量逐渐升高。     

陶瓷基分子吸附器的航天器污染控制性能试验研究

为验证陶瓷基分子吸附器利用多孔材料的吸附性能降低航天器一定区域内污染水平的能力,试验研究真空环境中13X分子筛材料的分子污染物吸/脱附特性,以及以13X分子筛为吸附剂的陶瓷基分子吸附器对航天器用电缆放气产物的吸附性能。试验结果表明:13X分子筛可以有效捕获污染物分子,陶瓷基分子吸附器的吸附能力在3.1×10-2～3.4×10-2 g/cm2之间。陶瓷基分子吸附器可以应用于航天器热真空试验和在轨运行时的污染控制,有利于延长航天器寿命、提高航天器可靠性。     

SiO2气凝胶隔热透波复合材料的制备及其性能研究

采用溶胶-凝胶法,以三甲基氯硅烷为改性剂,经表面疏水改性处理和CO2超临界干燥,制备了莫来石纤维增强Si O2气凝胶隔热透波复合材料。并研究了气凝胶复合材料的疏水性能、力学性能、隔热性能及介电性能,结果表明:制备的莫来石纤维增强Si O2气凝胶复合材料具有良好的疏水性能、力学性能、隔热性能和介电性能,是一种性能良好的隔热透波一体化材料。     

陶瓷基复合材料在火箭发动机上的应用

综述了连续纤维增强陶瓷基防热结构复合材料的研究现状、航天应用及制备方法 ,包括 Zr C、Hf C、Ta C基耐烧蚀复合材料 ,Si C、Si3 N4基热结构复合材料 ,Al2 O3 、Zr O2 基绝热复合材料     

石墨/AlSi耗散防热材料喉衬烧蚀试验研究

为提高石墨的耐烧蚀性能,利用压力浸渗方法将AlSi合金渗入石墨孔隙中获得石墨/AlSi耗散防热复合材料。利用小型烧蚀实验发动机开展了不同推进剂和压强工况下石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬和C/C喉衬的对比烧蚀试验研究,总结了推进剂铝含量、燃烧室压强对相对烧蚀性能影响,并分析石墨/AlSi耗散防热复合材料的抗烧蚀机理。结果表明,石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬线烧蚀率低于相同状态下C/C材料喉衬的线烧蚀率,其中在铝质量含量5%、压强12.5 MPa工况中石墨/AlSi喉衬线烧蚀率降低92%。分析认为石墨/AlSi耗散防热复合材料的抗烧蚀机理主要为:石墨孔隙内的AlSi合金通过熔化和气化相变吸收热量,降低了石墨基体的热负载;AlSi合金的熔化后在表面形成的液态膜阻碍了燃气中氧化性成分向石墨基体中的扩散;合金气化产生的Al、Si蒸气在引射作用下注入边界层,与边界层中氧化组分发生反应,降低其中的氧化组分浓度;AlSi合金氧化后形成的Al_2O_3-SiO_2玻璃态熔融层减弱燃气对喉衬机械剥蚀作用。最终石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬表现出优异的抗烧蚀性能。     

运载火箭柔性防热材料隔热性能的试验研究

为获知运载火箭二级飞行段尾舱用柔性热防护材料的隔热性能,设计了热真空试验方案,采用石英灯加热器模拟辐射热源,在真空罐内开展了辐射热环境下材料隔热性能的试验研究,得到防热材料内外表层温度测点在20 kW/m2热流下保持800 s时间的试验数据;分析不同材料(组合)的隔热性能及其差异产生的原因,给出辐射热环境下热防护结构的选材建议。在本试验工况下,2层玻璃纤维带+2层硅橡胶布+2层镀铝薄膜的组合可使其内部温度降低到192℃,低于电缆正常工作上限(200℃),满足防热要求。试验结果可为今后的运载火箭在大气层飞行段内的防热设计提供参考。     

POGO蓄压器用耐N_2O_4氟胶料及皮碗

POGO蓄压器内壁接触液体推进剂N_2O_4,由于N_2O_4氧化性能很强,极易挥发,是很活泼的一种介质,它对高分子材料均有很强的腐蚀性。由上海橡胶制品研究所研制并已鉴定的     

CVD-SiC涂层封孔处理后C/C-ZrC-SiC复合材料的烧蚀行为

为提高聚合物浸渍裂解法制备的C/C-ZrC-SiC复合材料的抗烧蚀性能,采用化学气相沉积(CVD)技术对材料进行了SiC涂层表面封孔处理,并考察材料在氧乙炔环境中的烧蚀行为,明确CVD-SiC涂层对材料的抗烧蚀性能的作用。研究结果表明,CVD-SiC涂层封孔处理后材料表现出优异的抗烧蚀性能,烧蚀240 s后,其线烧蚀率仅为0.94×10-3mm/s,较无涂层材料的降低了39.4%。在烧蚀过程中,中心区域涂层及基体材料的演变过程如下:SiO_2膜包覆ZrO_2结构的形成→SiO_2膜失效→基体中Zr C和SiC的氧化→ZrO_2致密保护层的形成。SiC涂层对材料烧蚀性能的贡献主要体现在以下两方面:烧蚀中心区域的SiC涂层被氧化成SiO_2,其蒸发带走大量的热流,降低了材料的烧蚀温度;此外,SiC涂层的存在有效减少了材料内部的氧化及裂纹的形成。     

微米级Co/SiO_2复合颗粒性能研究

为避免Co颗粒高温氧化及团聚等问题,用Stober方法在微米Co颗粒表面包覆SiO_2壳层、制备了Co/SiO_2复合颗粒。用扫描电子显微镜、能谱仪对复合颗粒的组分结构进行表征,并用热重量分析法和矢量网络分析法评价了其高温氧化行为和电磁性能。分析表明:所制备的SiO_2壳层均匀致密,厚度随包覆次数的增加而变大;SiO_2壳层的存在抑制了Co颗粒的氧化,经7次包覆制备的复合颗粒其初始氧化温度达800℃。SiO_2壳层达到一定厚度时可有效抑制团聚造成的涡流效应。用Co/SiO_2颗粒、厚度2.89 mm的涂层在14 GHz可实现-15dB的吸收。研究为高温电磁吸波材料的研制提出了新的思路和方法。