航天服隔热材料技术研究进展

为明确我国未来航天服被动热防护技术的应用发展方向,结合国内外在用近地轨道航天服隔热材料技术的发展现状和先进航天服隔热材料的设计需求,对先进航天服隔热材料的相关研究进行了评述.目前,多层隔热组件是在近地轨道和月面等高真空环境下隔热效果最理想的材料,但为提高服装的活动性能和对空间环境的适应能力,需作进一步改进.纤维类材料在航天服隔热应用方面具有传统优势,但在面向火星任务为代表的低真空环境的深空探测中,未能达到热导率和材料厚度相结合的隔热目标;气凝胶类材料具有较低的热导率,在火星大气环境下具有最好的隔热性能,但无法规避粉尘污染及机械耐久性等问题.研究具有更细纤维尺度和特殊空隙结构的纤维种类,制备具有柔韧耐久特质的有机气凝胶材料,探索具有不同技术优势的材料的组合应用,将成为解决未来先进航天服隔热问题的主要途径.     

隐身材料的现状及发展趋势

介绍了国外飞行器隐身材料的研究现状,其中重点介绍了雷达隐身材料和红外隐身材料。结合飞行器的隐身需求,提出了隐身材料的发展方向。     

振动环境对相变组件热控性能影响的实验

为了研究振动环境对相变组件热控性能的影响,制备了基于纯硬脂酸和硬脂酸/泡沫铜复合相变材料的两种相变热控实验件,并进行了静止和振动环境中的热控实验。实验结果表明:泡沫铜的存在能够有效地强化相变组件的热控性能,在5000W/m2时,添加泡沫铜后平衡温度降低了19℃,有效热控时间延长了19.4%;在振动环境下,纯硬脂酸实验件的平衡温度降低了9.5℃,有效热控时间延长了13.2%;硬脂酸/泡沫铜实验件的有效热控时间延长了10.5%,振动带来的强迫对流能够有效强化相变组件的热控性能;并且相对于振动频率,振幅变化对影响结果的扰动较小,在一定的频率范围内,振动的影响随着频率的增加而变大。该研究可以为机载电子设备相变热控技术的应用提供参考。      

某大型飞机复合材料壁板工艺仿真及验证技术

热压罐固化成型是制造复合材料的常用方法,固化期间罐内温度分布变化以及模具与复合材料构件之间的热不匹配、柔性模具的低热导率等因素导致制件内部不可避免的产生温度梯度以及残余应力,从而影响材料的使用性能。大尺寸曲面帽型壁板采用复合材料热压罐工艺成型,根据热压罐的工作原理,针对复合材料构件热压罐成型过程中温度场分布和固化变形等问题,进行了仿真分析,通过对比制件温度场分布和固化变形仿真计算结果以及全尺寸零件的实际验证结果,验证了预测方法的正确性。分别利用成型工装和检测型架改进优化以及制造过程优化来控制构件固化变形,使其形状满足产品尺寸的精度要求,证明根据工艺仿真计算结果以及工艺过程改进,可以对大尺寸曲面帽型壁板在制造工艺过程中出现的变形回弹及残余应力水平进行预估和最大限度的减小,实现复合材料结构设计和制造的一体化,提高制件的成型质量。     

Composite materials for primary aircraft structures: from development phase to high volume production rate

From 1980’s decade, the introduction of carbon composite materials in structural applications has been consistently increased in the successive generations of civil aircraft from Single Aisle to Middle-long Range to achieve a culminant point with more than 50% in structure weight in recent commercial civil aircraft. This evolution, done through successive iterations, has been possible by combining in the same time the improvement of intrinsic composite material performances and its transformation into prepreg production technologies together with the development of new manufacturing process for material lay-up automation at composite shop-floor manufacturer of aircraft composite parts. New challenges are still coming to continuously develop materials and technologies in order to pursue the production more cost-effective composite parts. Associated to higher aircraft production rate for single aisle, new challenges may force material and aircraft designers and producers to furthermore drive new products and processes introduction and new ways of transformation within in next decade of composite aircraft designs. We propose to illustrate these trends using past and recent developments and our return of experience from Hexcel on Civil Aircraft programs.     

氮化硅短纤维多孔材料制备与性能研究

以氮化硼为烧结助剂,采用抽滤成型方法制备氮化硅短纤维多孔材料。通过氮化硼和氮化硅纤维的氧化过程分析,确定了最佳烧结制度。对不同氮化硼含量材料的微观结构、压缩及介电性能进行了测试分析。结果表明:在1 200℃时,氮化硼氧化增重达20%,氮化硅纤维表面明显氧化;随着氮化硼含量的增加,氮化硅纤维粘结明显,粘结点主要成分为二氧化硅和硼硅酸盐,氮化硅短纤维多孔材料的ε随着密度的增加从1. 36增加到1. 62,tanδ从7. 8×10~(-4)增加到9. 5×10~(-4),材料10%压缩应变下的压缩强度从0. 58 MPa提升到2. 03 MPa。     

航天器故障诊断和预测天地一体化集成系统

在轨航天器和地面航天飞控中心天地2个系统缺乏相互支持和配合,是导致对航天器故障诊断和预测能力不足的重要因素之一。为了提高航天器故障诊断和预测的有效性、可靠性和准确性,需要将天地2个系统集成为一个整体（天地一体化系统）。设计了航天器故障天地一体化集成诊断和预测系统,讨论了航天器故障天地一体化集成诊断和预测方法,对航天器故障天地一体化集成诊断系统和方法的特点进行了分析。将天地2个系统集成在一起对航天器故障进行诊断和预测,其效率、准确性和可靠性较高。     

基于CATIA生成数控加工路径的机器人纤维铺放轨迹规划

纤维铺放轨迹规划是纤维铺放成型中控制加工路径的关键步骤,直接影响复合材料构件的成型精度和铺放效率。本文基于成熟的商业化CATIA数控加工编程软件进行纤维铺放轨迹计算,获取待处理的加工路径,利用矢量补充和格式转换算法解决了铺放轨迹信息与FANUC机器人兼容性差的问题;借助插值算法求出了输送点和剪断点,补充了铺放轨迹信息,进而得到了完整的铺放信息,缩短了开发周期。在基于FANUC机器人的铺放装备上对某飞机舱门进行铺放实验,验证了基于CATIA数控加工技术的纤维铺放轨迹生成方法具有可行性,铺放轨迹结束点位置误差及轨迹间距误差都在±0.5mm之内。     

KM6载人航天器空间环境试验设备

KM6载人航天器空间环境试验设备是中国最大的一台空间环境模拟试验设备 ,是国际上五大典型空间环境试验设备之一。已建成的有 9个分系统 ,模拟室由三舱组合 ,主模拟室直径 1 2 m、高 2 2 .4m,极限真空度 4.5× 1 0 - 6Pa、热沉温度 1 0 0 K,主要性能达到国际先进水平。文章对其技术指标、系统组成、功能、特点进行了介绍 ,并给出了试验结果 ;对研制过程中的重要技术问题进行了分析     

单向纤维集束的树脂浸润影响因素

运用自行研制的浸润特性测试系统,研究了环氧树脂对单向纤维集束的浸润行为,分析了纤维体积含量、树脂温度、纤维种类及纤维表面浸润剂等因素对浸润的影响规律.研究表明,增加纤维体积含量、升高树脂温度、去除纤维表面浸润剂均可加快环氧树脂对纤维集束的平均浸润速率.研究结果对指导复合材料成型工艺的合理设计、开发浸润特性表征新方法具有重要的意义.