炭/炭复合材料防氧化涂层研究进展

介绍了近两年国内外开发的几种C/C复合材料高性能抗氧化涂层的微观结构和高温氧化行为,表明SiC-Al2O3-莫来石、SiC晶须增韧陶瓷、硅酸钇等涂层1500℃静态空气环境下均具有长时间防氧化能力,部分涂层还具有优良的抗热震性能。其中采用原位形成法制备的硅酸钇涂层具有极佳的抗氧化性能,可在1600℃空气中对C/C复合材料有效保护200 h。此外,还介绍了部分涂层的失效机理,并就C/C复合材料抗氧化涂层下一步研究重点提出一些见解。     

糠酮树脂炭及其炭/炭复合材料微观结构与性能研究

通过浸渍/炭化(PIC)工艺制备了糠酮树脂炭块及糠酮树脂基炭/炭复合材料,对其密度分布、力学和热物理性能及微观结构高温演变过程进行了分析研究。结果表明,制备的糠酮树脂炭块及其炭/炭复合材料密度分布较为均匀,其压缩强度分别为33.9、99.4 MPa,室温~1 000℃时平均线膨胀系数分别为3.91×10-6、1.69×10-6K-1;当热处理温度达到2 100℃左右时,Lc值开始大幅度增长,标志着无定形碳向石墨晶体结构转变。在整个热处理过程中,炭/炭材料石墨微晶尺寸增长幅度比纯树脂炭的大,树脂炭块的显微结构为一种高孔隙度的炭结构,但在炭/炭复合材料中树脂炭与纤维之间界面结合良好。     

适用于更高温度环境卫星的复合材料太阳电池基板

介绍了美国J.霍普金斯大学应用物理实验室设计制造的适用于水星轨道卫星的复合材料太阳电池基板[1]。该项研究计划进行了很长时间,分别进行了设计分析、选材、工艺试验、产品试制和性能测试等工作。制成的沥青基碳纤维/氰酸酯复合材料太阳电池基板,可短期承受270℃高温,能够满足高温卫星空间环境的要求。     

TiC—Ni梯度功能材料的燃烧合成与残余应力分析

采用自蔓延高温燃烧合成反应结合准热等静压技术（SHS/PHIP）制备了组织连续分布的TiC-Ni系梯度功能材料，产物的成份分析显示Ni元素沿厚度方向趋于连续过渡，改善了反应前的阶跃式分布。对TiC-Ni FGM在制备过程中的残余热应力进行了计算机有限元分析，并与TiC-Ni两层直接结合体进行了分析，发现FGM具有明显的热应力缓和效果。     

炭/炭/Al2O3陶瓷基复合材料的制备

通过合理的制备工艺制得一种新型既耐烧蚀又能防热的复合材料－炭／炭／ＡＩ２Ｏ３陶瓷基复合材料。预制件整体发毡先通过热梯度气相沉积ＣＶＤ处理，然后经反复的真空－压力浸清ＡＩ２Ｏ３型无机胶，再通过５００℃烧结制得。得到的材料轴向压缩强度大于６０ＭＰＡ。材料外部导热系数为１．７３０Ｗ／（ｍ＾．Ｋ）（８００℃），内表面线烧蚀率为０．０１２ｍｍ／ｓ。     

激光孔对定向凝固高温合金薄壁性能的影响

研究了激光孔对定向凝固高温合金的薄壁性能的影响。结果表明,薄壁试样的持久性能无明显下降,说明在本试验条件下,该合金的薄壁效应不明显。并从工艺因素和显微组织方面讨论了试验结果。     

RBCC发动机性能分析方法研究

通过进行前体的边界层效应修正、采用有限化学反应速率模型和中心差分形式的Mac Cormack格式,求解燃烧室性能分析模型方程,以及采用灵活的发动机性能计算方法等,建立了较为完善的RBCC发动机性能分析模型及软件,并进行了软件应用研究。分别采用二维CFD计算和试验结果对该模型进行了校验,其相对误差小于10%。结果表明,该软件适用于RBCC发动机性能分析。     

高强度ZL205A铸件气孔缺陷研究

从ZL205A壳体铸件结构特点和铝-铜系铸造铝合金工艺特性出发,分析了ZL205A合金的铸造特性和铸件低压铸造过程中气孔缺陷产生原因。确定了ZL205A合金铸件铸造工艺方案,为解决ZL205A合金铸件内部气孔缺陷作了探索性研究。     

低速条件下引射火箭实验研究

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计，实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机，自由射流气路系统，燃料喷注系统和压强推力数据采集系统，以固体火箭发动机作为燃气发生器，成功地进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验，获得了相关实验数据，同时，对相应的几何结构做了数值模拟，数值计算结果与实验结果基本吻合。     

复合材料副反射器模具的设计和制造

采用碳纤维复合材料制造天线构件可减轻天线重量,提高天线性能。讨论了研制天线副反射器采用低膨胀合金（殷钢）模具材料的必要性。通过对模具材料的选择、模具结构分析及加工工艺研究,论述了碳纤维复合材料副反射器模具的设计和制造。在制定合理、先进的工艺规程基础上,解决了模具制造过程中殷钢材料切削加工和热处理工艺等工艺技术难题。研制出的碳纤维复合材料天线副反射器模具表面精度达0.028mm（r.m.s.）。