基于碳纳米管薄膜的复合材料层间增韧

通过浮动催化化学气相沉积法制备连续碳纳米管薄膜，并将其原位沉积到单向碳纤维织物表面，手工铺层后借助真空辅助树脂传递模塑成型（VARTM）工艺制备碳纳米管-碳纤维/环氧树脂复合材料层压板，研究不同面密度的碳纳米管薄膜对层压板Ⅱ型层间断裂韧性的影响。结果表明，随着碳纳米管薄膜面密度的增加，层压板Ⅱ型层间断裂韧性先逐渐提高，当碳纳米管薄膜面密度为9.64 g/m²时，层压板Ⅱ型层间断裂韧性最佳，与原始层压板相比提高了94%。碳纳米管通过桥接树脂裂纹、从树脂中拔出等方式提高层间断裂韧性。当碳纳米管面密度超过临界值时，会引起树脂浸润困难，导致增韧效果降低。     

微阴极真空电弧点火起弧及加速机理研究综述

微阴极真空电弧推力器具有结构简单、重量轻、功耗低、比冲高等优点，因而在航天推进领域有着广阔应用前景.当前推力器设计研制、可靠性和寿命的提高等方面遇到的一些关键问题均与微阴极真空电弧放电过程的基本物理问题密切相关.对微阴极电弧推力器运行中涉及的电子发射、电极间起弧过程、阴极斑点形成及特点、烧蚀和形貌变化、电极间等离子体射流加速过程进行了梳理，相关认识可以为今后进一步开展微阴极电弧推力器的设计优化、性能提高奠定基础.     

大型空间环境模拟器热沉气氮调温系统设计与实现

文章结合某型号航天器对调温热沉试验需求,对国内外气氮调温系统进行分析调研,对某空间环境模拟器进行了气氮调温系统流程设计,对影响系统的关键参数如气氮流量、液氮体积流量及有关供气供热管径等进行分析研究和设计实施,并进行了系统调试。调试结果表明,热沉温度均匀性达到±5℃,升/降温速率均达到或超过1℃/min,满足相应的型号试验要求。     

亚微米晶NiAl-Al2O3复合材料的制备及其烧结-锻造短流程成形

以Ni粉和Al粉为原料,通过机械合金化和真空热压烧结制备了高致密的NiAl-5％Al2O3(体积分数,下同)复合材料,并利用烧结-锻造技术制成了该材料的前缘模拟件.机械球磨后,粉末颗粒充分细化,Ni和Al发生原位反应,并最终生成NiAl-5％Al2O3复合材料粉末.经1300℃真空热压烧结,获得致密的NiAl-Al2O...     

固体火箭冲压发动机补燃室掺混段硅基绝热层冲蚀分析

硅基绝热层在补燃室高温环境中形成的熔融层受到高速气流的剪切作用,逐渐脱离炭化层,形成冲蚀现象。通过建立冲压发动机绝热层气动吹除过程的数学模型,对发动机绝热层的冲蚀过程进行了数值模拟。结果表明,冲蚀强度同当地气流温度及流速紧密相关;在进气道下游,两进气道之间绝热层受到的冲蚀作用最强;补燃室头部温度较高,但是由于气流流速较低,受气流冲蚀影响较小。对比表明,气流温度与速度共同决定的热流密度控制熔融层的形成速度,对于稳定发展的发动机流场,冲蚀作用主要受绝热层气流速度控制。     

基于自动控制的蒸汽式热压机加热控制系统研究

介绍一种用于多层加热加压聚合生产绝缘材料的热压机加热系统,它具有自动化程度高、高效、节能的特点,将现有的蒸汽式加热系统的温度均匀性控制提高到一个新的台阶。     

用于发动机羽流试验研究的液氦热沉设计

超低温大型卧式热沉采用液氦制冷,将在国内实现热沉表面温度低于10K,主要用于航天发动机羽流效应试验,同时兼顾卫星等热真空试验.热沉主体结构为卧式圆筒型,为减小热损失,液氦热沉去掉了骨架,外部装有液氮热沉,两者采用一体化设计,液氮热沉既做液氦热沉的防辐射屏,又做液氦热沉的支撑.为增大抽速,舱体封头端设计了可拆卸的羽流吸附泵.羽流试验时液氦热沉、羽流吸附泵通液氦制冷,液氮热沉通液氮制冷,各部分热沉单独供液.对此大型热沉进行了方案设计、参数计算,对热沉预冷及稳态工况时的液氮、液氦消耗量进行了估算,分析了羽流试验时热沉抽气速率随试验工质温度的变化关系,得出液氦热沉对氮气的抽气速率可以达到107L/s量级.      

机身整体壁板在轴压载荷下后屈曲计算及结构优化

以民机机身组装壁板为基准,设计了等重量的整体壁板结构,并分别建立了两种壁板的有限元模型.通过组装壁板轴压试验结果与非线性、大变形的有限元计算结果比较,对有限元模型进行了验证,两者结果吻合很好.在此基础上,有限元计算分析得出了组装壁板与整体壁板在轴压载荷下的破坏形式与承载能力的差异.结果表明,整体壁板承载能力比现有的组装壁板承载能力提高了18.4%.最后基于有限元模型与二次响应面模型对整体壁板尺寸进行优化,优化后壁板轴压承载能力不变,结构重量减轻了8.7%, 故为整体壁板设计提供了很好的依据.     

空间太阳能发电系统及其关键材料

考虑到未来世界能源的发展,文章综述了空间太阳能发电系统国内外研究和发展现状,包括空间太阳能发电系统的结构演化以及世界各国相关项目的实施和进展,重点讨论了空间太阳能发电系统相关材料技术的发展。针对目前我国在航天和新材料领域的基础,提出了我国发展空间太阳能发电系统的建议。     

航天器密封舱真空热试验用压控系统设计与实现

带有密封舱段的航天器在进行真空热试验时,经常需要对密封舱内压力进行调节控制。压控系统具有泄压、复压、稳压功能,可以实现密封舱内压力调控的目的。文章详细介绍了某型号真空热试验用密封舱压控系统的结构原理及设计方法,同时解决了真空低温环境下真空管路的隔热与密封难题。通过模拟测试对系统主要指标进行了验证,结果表明系统能够满足试验要求。