基于正交试验的天然气CVI工艺优化

在天然气中添加一定比例的丙烯作为碳源气体,进行整体毡预制体的CVI致密;将沉积温度、压力和碳源中丙烯比例作为可调参数,构成三因素三水平的正交试验。试验结果表明,在所选的参数水平下,压力是影响沉积速率的最显著因素,其次为丙烯比例,温度的影响最小;在沉积速率较快的条件下,所得C/C试样的密度不均匀性也较明显。综合对比分析,温度为1323 K,压力为10 k Pa,丙烯比例为20%的条件下,试样不仅具有较快的致密化速率,且有利于后续的沉积致密,为优化的工艺条件。     

基于加速退化原理的光纤陀螺性能保持期评估方法研究

为评估光纤陀螺在长期贮存条件下的性能保持期,从光纤陀螺自身的特点出发,根据贮存环境的具体要求,详细分析了加速试验过程中试验应力及应力量值的选取,明确了试验样品的分配及具体试验时间估算方式。通过加速退化的手段得到样品的零偏和标度因数等数据,结合可靠性工程领域的成熟方法和理论,采用灰色系统模型和线性退化模型得到外推时间,计算Weibull分布的形状参数和寿命参数,并根据Arrhenius模型对光纤陀螺的性能保持期进行了预测。试验结果表明,采用ASE光源的0.01(°)/h量级的光纤陀螺,其性能保持期可以超过3a。     

不同T300 级碳纤维轴棒法C/ C 复合材料的导热性能

选取两种国产T300级PAN基碳纤维,轴棒法制备4D预制体,以高温煤沥青为前驱体,采用液相浸渍-炭化以及石墨化相结合的技术制备C/C复合材料(密度≥1.95 g/cm<'3>),研究了C/C复合材料从室温(RT)到800℃的热导率及其影响因素.研究表明,在实验温度范围内C/C复合材料的热导率随温度升高而降低,由于原材料自身特性和预制体编织结构具有方向性,使C/C复合材料的导热性能表现出各向异性,径向热导率明显高于轴向;密度高、开孔率小、石墨化程度高的C/C复合材料由于晶粒间连通状态好,微晶结构趋于完整,材料的热导率增大;以低压热处理为最终处理工艺的C/C复合材料热导率略有提高;采用国产T300级与东丽,1300碳纤维制备的C/C复合材料的热导率相当.     

多元基体抗烧蚀炭/炭复合材料的微观结构分析

采用光学金相、扫描电子显微镜、透射电子显微镜、高分辨率电子显微镜多种微观结构分析手段，对多元基体C／C复合材料微观结构进行了研究。结果表明，采用的液相浸渍法制得的多元基体C／C复合材料，具有良好的微观、界面结构。     

天然气定向渗透制备C/C复合材料致密化研究

研究以天然气为主要碳源气体、渗透深度为60 mm、密度分别为0.20、0.56 g/cm3的整体毡和针刺无纬布预制体的致密化;144 h后,针刺无纬布试样的密度达到1.39 g/cm3;504 h后,整体毡试样密度为1.50 g/cm3,针刺无纬布试样密度为1.71 g/cm3,与丙烯沉积速率相比,至少高出1倍。利用工业CT对试样密度分布进行定性分析。结果表明,随着致密化周期的增加,整体毡试样和针刺无纬布试样的内外密度梯度减小;针刺无纬布的密度梯度比整体毡小,其最终密度接近均匀分布。偏光显微镜观察测试表明,两试样的热解炭结构均为粗糙层,随着高温石墨化(HTT)处理温度的升高,热解炭层变得平直,且炭层之间更加致密。     

运载火箭固体发动机复合材料技术发展现状

介绍了代表目前运载火箭固体发动机材料技术水平的欧洲织女星(Vega) 三级发动机和作为未

来织女星和新一代运载火箭技术验证的Zefiro 40 发动机以及日本Epsilon 固体发动机的技术特点及其复合材

料与工艺研究进展,结合我国运载火箭固体发动机材料的技术现状,提出发展建议。