高温合金渗Al-Si层的微观组织分析

利用SEM,XRD和EPMA详细分析K4104镍基高温合金料浆渗Al-Si的微观结构.结果表明,表层主要为富Al的β-NiAl CrxSiy化合物,过渡层主要为富Ni的β-NiAl相,内扩散层主要为β-NiAl相 富Cr相 γ'-Ni3Al相 Ni固溶体.     

空间高温材料科学实验设备研究进展

高温材料科学实验设备是开展空间材料科学研究的必要支撑。综述了世界主要航天大国关于空间材料科学实验设备的研究现状,重点剖析了国际空间站上典型材料科学实验设备的技术特点。介绍了中国空间高温材料科学实验设备的发展历程,主要体现在从最初功能简单、结构单一的模式,逐渐发展成为集材料制备、处理、实时观察、测试和在线分析等功能于一体的综合实验系统。进一步总结了空间高温材料科学实验设备的关键技术,并对中国材料科学实验设备的深入研究提出了建议。     

燃烧室结构高温变形非接触测量试验研究

为获得地面试验中主动冷却燃烧室在高温状态下的结构总变形和局部应变,基于数字图像相关法开展了非接触测量试验研究。分别采用加速鲁棒特征算法和改进的圆柱曲面数字图像相关法完成了燃烧室结构总变形和局部应变测量及分析。测量结果表明,燃烧室稳定工作条件下,结构轴向总变形约4.8 mm、局部平均应变约0.0049。测量结果与工程粗略估算结果比较吻合,说明所使用的非接触测量方法有效,能够支撑燃烧室热结构设计,测量数据能够用于三维结构强度数值计算的验证。     

多目标多光谱高温仪的研制

根据固体火箭发动机羽焰特征研制了多目标多光谱高温仪。文中介绍了多光谱测温技术及测温仪系统构成。该系统可同时测量羽焰6个目标点的温度,每个目标点均有8个工作波长,可实现对发动机试验时羽焰流场轴向和环向多目标的温度动态测量。     

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。     

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。     

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。     

铸造技术在宇航工业中的应用及发展

航天产品的一些关键部件应用精密铸造技术可以显著地降低成本，减少零件的数量、焊接次数及机加工序。重点综述了国外铸造技术在航天产品中的应用及发展，并对高温合金熔模铸及快速成型技术在铸造中的应用做了简单介绍。     

铌铪合金表面硅化物涂层的高温失效行为分析

铌铪合金为轨姿控液体火箭发动机推力室身部主要结构材料,在高温有氧的工作环境中易发生氧化粉化,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层。通过分析铌铪合金表面硅化物涂层的高温氧化、高温热震、瞬时高温烧蚀和热试车行为,阐述高温条件下的氧化失效行为。试验结果为:涂层1 800℃以下氧化条件下,表面形成致密的二氧化硅氧化膜,使得涂层的氧化寿命大于2 h;1 800℃以上的超高温氧化条件下,高温热冲击作用,涂层内部形成大量的烧蚀型网格结构,表面未形成二氧化硅氧化膜,氧化寿命小于10 s;热试车考核中,涂层满足推力室外壁面温度1 350℃以下的使用工况,抗氧化能力较好,随着氧化温度升高,涂层高温抗氧化能力迅速衰减。     

"嫦娥五号"月球探测器隔热组件高温模拟与控制技术

"嫦娥五号"月球探测器在着陆时要承受相当大的着陆冲击载荷,一般采用大推力器来降低其着陆速度。推力器附近的隔热组件由于受到辐射和羽流的综合影响,其温度会在140 s内达到1000℃左右。文章利用在真空条件下红外加热的方法,采用非线性变增益PID控制器对隔热组件进行温度控制,以模拟发动机工作的温度边界条件。为此,研究了红外灯加热器的动态特性和高精度快速温度控制算法,并在真空容器内搭建高温模拟与控制系统,进行了该模拟方法的试验测试及验证。研究结果表明:对于970℃的目标温度,控制算法使隔热组件温度达到稳定状态的时间为135 s,超调量为0.5℃,在实际试验中取得良好的控制效果。