缝合结构C/C复合材料的制备及组织

以缝合结构织物为预制体,采用化学气相沉积工艺制备了C/C复合材料.通过OM、PLM对其组织进行了分析.采用SEM观察了热处理前后试样的断口形貌.结果表明:该复合材料组织为粗糙层热解碳,主要沉积在纤维束内的小孔隙内;热解碳与纤维之间界面结合紧密,沉积态C/C复合材料表现为脆性断裂方式,断口较平整,主要为纤维束的断裂;热处理后纤维/基体界面结合变弱,有单根纤维的拔出,材料呈假塑性断裂方式.     

异氰酸酯硅烷处理石英布/ PSA 树脂复合材料的影响

设计并选用一种分子结构中带有异氰酸酯基的硅烷偶联剂对石英布进行了表面处理,对比了石英
纤维改性对含硅芳炔树脂复合材料部分力学、介电及耐热性能等的影响。结果表明:偶联剂处理石英纤维后,偶
联剂与石英纤维表面发生化学键合,明显改善石英纤维与含硅芳炔树脂的界面粘接,复合材料的层间剪切强度比
未处理的提高了24.7%,弯曲强度提升了12.4%,偶联剂的加入不会降低复合材料的Tg 和介电性能。     

超高温抗氧化碳陶复合材料研究进展

综述了国内外近年来陶瓷涂层抗氧化改性C/ C 复合材料和陶瓷基体抗氧化C/ C 复合材料研究

与应用的新进展, 主要包括1 800℃以下、1 800 ~2 200℃和2 200℃以上不同使用温度范围的抗氧化陶瓷涂层

以及SiC 陶瓷和超高温陶瓷基体改性复合材料。指出了目前高超声速飞行器2 200℃以上超高温抗氧化热防

护材料研究中存在的问题,提出了今后研究的方向。

     

铝金属基底月尘被动防护表面研究

月尘是探月任务中遇到的极大环境因素，对探月设备的粘附是影响其功能实现甚至重要部件失效的主要因素。月尘与铝金属基底粘附力可优化项为范德华力。针对以上理论结果，通过电化学刻蚀结合低表面能涂覆设计了一种月尘防护表面。通过控制防护表面制备过程中的时间和工艺得到不同粗糙度和表面能的防护样品，最终得出所制备样品的最优表面能为22.52mJ/m2，表面粗糙度为2.444μm。通过翻转测试得到翻转角度为60°时的月尘防护效率为58.41%。经测试，通过电化学刻蚀得出的样品，继续增加电化学刻蚀时间和电流，表面粗糙度继续增大，月尘容易卡在微结构中，并不能继续提高月尘防护效率。研究得出的月尘被动防护技术可以广泛应用于未来深空探测任务的部组件防护。针对不同的防护表面，后续可开展效果优良的防尘表面研究，本方法比主动月尘防护方法节省在轨电源损耗。     

苯并噁嗪树脂的研究进展

苯并噁嗪树脂作为新型热固性树脂，已在电子封装、航空航天、轨道交通等领域开展了广泛应用。本文概述了苯并噁嗪树脂单体的制备、开环聚合机理，阐述了苯并噁嗪树脂在提高耐热性、增强韧性等方面的研究进展，介绍了苯并噁嗪树脂在预浸料、RTM等复合材料成型工艺中的应用，最后展望了苯并噁嗪树脂及其复合材料的发展趋势。     

大型民机复合材料整体油箱表面防护分析与设计

基于腐蚀环境和防护要求,对民机整体油箱腐蚀产生的原因进行了分析,并以此为基础,结合复合材料结构特点,阐述复合材料整体油箱材料相容性、结构防腐蚀表面处理要求和油箱积液控制的设计方案。     

SiO2气凝胶骨架增强改性研究进展

分析SiO_2气凝胶骨架增强改性的特点,阐述了共前驱体、化学添加剂、老化、表面改性和热处理工艺在SiO_2气凝胶骨架增强方面的国内外研究动态和未来发展趋势,以期为设计并优化SiO_2气凝胶的微结构及性能提供理论依据和方法。     

滑移流区化学非平衡流中气动热环境的数值模拟

针对滑移流区化学非平衡流中的气动热环境预测问题，采用多组分化学非平衡纳维-斯托克斯（N-S）方程对轨道验证飞行器（OREX）进行数值模拟，对比了有限催化和非催化、滑移和无滑移壁面条件下的气动加热，研究了壁面催化和滑移效应对气动热的影响规律，并分析了影响气动热的主要机制。结果表明：壁面催化和滑移效应均会影响流场物理量分布，高度为92.82 km时对激波脱体距离的影响较为明显；随着高度减小，有限催化与非催化壁面间的热流偏差增大，而滑移与无滑移壁面间的热流偏差减小；高度低于92.82 km时有限催化壁面计算得到的驻点热流值与飞行数据吻合较好，偏差均在11%以内；机制分析发现，催化效应对壁面附近的组分分布影响较大，滑移边界条件中的温度跳跃条件对壁面附近的温度分布影响显著。     

火星探测器大气数据测量方法

针对火星探测器进入飞行弹道的高马赫数、化学非平衡效应和低动压等特点，提出了一种基于火星进入大气数据系统/惯性测量单元(MEADS/IMU)耦合的测量方法，实现海拔60 km以下区域的火星大气数据测量。利用自主研发CACFD软件平台的化学非平衡模型/完全气体模型计算获得探测器宽速域飞行流场的表面压力点数据，建立了基于BP神经网络的MEADS算法模型。在高马赫数段(Ma>12)利用IMU测量获得的马赫数作为输入条件，结合MEADS算法测量获得总压、动压、静压、攻角和侧滑角等飞行大气参数，成功克服了马赫数无关性对MEADS系统测量的影响。在低马赫数段(Ma≤12),直接应用MEADS算法测量静压、马赫数、攻角和侧滑角。测试结果表明在MEADS系统测压单元误差≤7 Pa的条件：总压测量误差≤14 Pa(1.5%),攻角测量误差≤0.9°,侧滑角测量误差≤0.9°,动压测量误差≤10 Pa(1.5%),静压测量误差≤7 Pa(3%),马赫数测量误差≤0.1。飞行试验数据得出：MEADS测量与IMU测量马赫数、攻角和侧滑角等结果基本一致。