反应烧结制备六方氮化硼陶瓷

解决六方氮化硼的难烧结性,是提高其性能的关键.本文探讨了以硼粉为基体,Y2O3,、Al2O3为添加剂,在N2气氛下,反应烧结制备六方氮化硼陶瓷的工艺过程.研究结果表明,硼粉和氮气反应剧烈进行的温度区间在1 050～1 350℃,在1 550℃反应得到进一步完善.当烧结助剂的质量分数为20%,且w(Al2O3):w(Y2O3)=3:2,1 850℃保温2 h,试样有较高强度及较低气孔率,且h-BN晶粒形状大小分布均匀.     

样品位置对碳材料XRD测试结果的影响

为研究样品测试表面位置对碳材料XRD衍射峰特征和微结构的影响,采用θ-θ模式运行的X射线衍射仪对块状中间相沥青基碳材料进行了表征,并分析了测试样品表面高低对XRD衍射峰峰形和碳材料微结构参数的影响.结果表明:测试样品表面位置对碳材料的衍射峰峰形和碳材料微结构参数产生很大影响,主要表现为衍射峰强度显著降低、峰位置有较大偏移、峰半高宽有较大变化,造成了根据这些参数计算的碳材料微结构参数有较大变化.这些影响与X射线衍射仪的工作原理有关,因此在利用XRD测试样品时需要严格控制样品表面在标准测试位置上.     

液浮陀螺精度影响分析

本文从纵向(全寿命)和横向(全系统)两方面对影响液浮陀螺精度的因素进行了分析,对各因素之间的关系进行了探讨。以期能为提高液浮陀螺性能的研究提供参考。     

卫星天线复合材料框架的铺层优化设计

为了改善卫星天线复合材料框架的结构动力学性能,提出了一种针对卫星天线框架复合材料铺层的两阶段优化设计方法。阶段Ⅰ以各铺层的角度为设计变量进行铺层顺序优化,框架基频的最大化为优化目标,铺层数的最大值为约束条件。其中设计变量用一种多进制码来表示,并将多进制码映射为连续变量,应用粒子群优化(PSO)算法对阶段Ⅰ优化模型进行求解。在阶段Ⅰ优化结果的基础上,阶段Ⅱ主要是优化复合材料的层数,以基频最大化与质量最小化为优化目标建立多目标拓扑优化模型,应用第2代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)进行求解。为了验证该方法的有效性,对某大型卫星天线复合材料框架进行优化设计,结果表明:该方法能有效地减小天线板复合材料框架的质量,并提高基频。     

碳-铝复合材料低应力破坏原因探讨

本文主要就碳-铝复合材料的纵向抗拉强度低于混合律估算值,纤维的增强作用不能充分发挥,发生低应力破坏的原因进行探讨。研究了M40/LD_2,T300/LD_2,上碳/LD_2等碳-铝复合材料经液氮深冷—150℃冷热循环处理和不同温度加热真空处理,产生不同程度的界面反应和界面状态所引起抗拉强度的变化。分析探讨碳-铝复合材料发生低应力破坏的原因。 试验结果表明碳-铝复合材料在制备过程中发生不同程度的界面反应,造成碳纤维损伤,生成界面反应层,使纤维与铝基体的界面结合增强。过强的界面结合使裂纹易于向碳纤维内部扩展,造成脆断。界面结合强弱对碳-铝复合材料的破坏过程和抗拉强度有重要影响,控制碳纤维与铝基体的界面结合是获得高性能碳-铝复合材料的关键。通过适当的处理改善界面结合状态可使M40/LD_2复合材料抗拉强度提高25～40％。     

氧化铝气凝胶复合高温隔热瓦的制备及性能

以陶瓷纤维制成的高温隔热瓦为骨架,真空浸渍氧化铝溶胶,再经过凝胶、老化和超临界干燥制备出氧化铝气凝胶复合高温隔热瓦,研究了其在不同温度处理后(最高温度1 400℃)的微观结构、隔热和力学性能。结果表明:气凝胶复合高温隔热瓦在1 400℃保温30 min后线收缩率仅为2%;随着热处理温度升高,气凝胶颗粒发生熔并、长大,气凝胶从填充纤维空隙到不断收缩,但对纤维骨架没有明显影响;隔热瓦的室温、高温热导率均显著降低;在热面1 400℃的背温测试中,复合后材料的背温从945℃降到870℃;复合后隔热瓦的力学性能略有增加;但是1 200~1 400℃的压缩强度下降较大。可见,气凝胶复合高温隔热瓦可改善其隔热性能,但在高温下力学性能下降。     

陶瓷隔热瓦的缺陷修补

分别采用了MgO、YSZ和Al₂O₃三种陶瓷粉体和一种含隔热瓦本体成分的粉料对陶瓷隔热瓦缺陷进行修补。研究了修补前后材料的微观形貌、力学及隔热性能。结果表明：采用含隔热瓦本体组成的粉料对陶瓷隔热瓦进行修补，修补部位与本体部位相容性好，且微观形貌相似，仍保持纤维搭接的多孔空间网络结构；修补后试样密度0.24 g/cm³、室温热导率0.044 W/（m·K）、压缩强度0.58 MPa；1 200℃、30 min热处理后，修补部位与本体部位结合性好，未出现裂纹、凹陷等缺陷，是有效的缺陷修补方法。     

火星进入舱配平翼机构展开冲击动力学分析

在着陆巡视器进入火星大气的过程中，配平翼机构会根据指令由收拢状态展开，并在到达指定位置后锁定，进而将进入舱配平攻角降至合理范围内，因此，其展开动力学性能对后续任务的成败至关重要。以配平翼机构功能的顺利实现为背景，研究复合材料构件的冲击动力学分析方法，建立了其有限元分析模型并基于隐式动力学算法对其展开过程进行了仿真。通过与地面试验结果对比，验证了展开动力学分析模型的正确性。在此基础上，对配平翼机构进入火星大气过程中的2种气动载荷工况下的展开过程进行了分析；基于Hashin理论对碳纤维蒙皮翼板的强度进行了校核，在2种气动载荷工况下各铺层的纤维拉伸、纤维压缩、基体拉伸及基体压缩4种失效模式所对应的失效因子均处于安全范围。可对类似机构的展开冲击问题研究提供参考。     

CLGA封装器件高可靠性装联工艺研究

为了保证陶瓷栅格阵列（CLGA）封装器件装联可靠性，本文以CLGA封装器件为研究对象，采用Pb₉₀Sn₁₀焊球、Pb₉₀Sn₁₀与Pb₈₀Sn₂₀焊柱、Be-Cu/Sn₆₀Pb₄₀微弹簧圈（MCS）和Sn₆₃Pb₃₇共晶焊料，实现了对CLGA封装器件的二次工艺设计，并采用回流焊工艺方法将器件装联在印制电路板上。通过有限元分析及试验相结合的方法，探索了适用于此类器件的高可靠性装联工艺。对3种元器件建立有限元仿真模型来模拟应力应变情况，同时对印制板组件进行了力学、热学实验分析。仿真发现：弹簧所受的应力和应变最小，焊柱其次，焊球最大；试验验证与仿真结果相符：植弹簧的器件可靠性最高，植焊柱的其次，植焊球的最差；500个温度循环与振动试验表明：植弹簧器件无裂纹，植焊柱、植焊球的器件出现裂纹，焊点金相剖切与SEM能谱显微组织分析均符合航天标准要求。植焊球、植焊柱的器件焊点断裂失效位置均出现在焊球、焊柱与钎料印制板接触的位置，且裂纹处金属间化合物（IMC）层厚度与能谱成分未见异常。     

StarLink星座对空间安全态势的影响

针对StarLink星座部署后带来的空间安全问题，对StarLink星座构型仿真，利用碰撞概率的算法，从碰撞风险的角度分析了StarLink星座部署后对其他卫星在轨安全的影响。结果表明:StarLink星座部署对低轨航天器将带来较大的碰撞风险，碰撞风险比部署前提升一个量级，对535~555 km空间区域的航天器影响尤为突出，一旦产生碰撞碎片将带来更大的碰撞风险。通过分析提出了警示，并针对大型卫星星座带来的碰撞危险提供了应对建议。