磺化Resol-Novalak共聚酚醛树脂热解特征的TG-MS研究

合成了一种合磺酸基的热固性Resol—Novalak共聚酚醛树脂(C——PF／SPF)。TG—MS(热失重—质谱)的研究结果表明，C—PF／SPF在低于350℃时，主要发生与磺酸基相关的热分解井退出SO2等产物；在450℃—820℃范围，只观察到CO2(m／z＝44)、C0(m／z＝28)和H20(m／z＝18)等产物及其碎片；在110℃—820℃的测试温度范围未检测到与主链断裂有关的酚类热解产物，显示出优越的热稳定性；这是由于部分磺酸基中的硫在热处理过程中与酚醛树脂的芳环发生交联，从而大大增加了C——PF／SPF的热稳定性。基于TG—MS结果的理论计算表明，C——PF／SPF经350℃热处理后的理论残碳率可达80％，是一种具有应用前景的C／C复合材料用基体前驱体。     

航空航天用闭式布雷顿循环的热力学优化

闭式布雷顿循环在航空航天电源系统中有着前景。文中用限时间力学方法研究恒温热源不可闭简单布雷顿循环的性能，导出其最佳功率的与效率间的关系，所得结果比经黄热力优化结果更具意义。     

不同热暴露状态下Nb/Mo多层金属复合材料微观特征分析

利用电弧沉积法研制出新型Nb／Mo多层金属复合高温结构材料，在复合材料表面制备相应的高温抗氧化涂层。在大气环境下对该材料进行了高温热暴露试验，并对不同热暴露状态的Nb／Mo多层金属复合材料进行了微观组织观察和分析。结果表明，在可靠的抗氧化涂层的保护下，Nb／Mo多层金属复合材料在1600℃热暴露15h后，其内部层间组织结构仍基本保持完整。     

TiC/Cu熔渗复合材料耐烧蚀与耐热震性能研究

采用粉末冶金熔体自浸渗工艺制备了相对密度大于98%的TiC/Cu复合材料,并对其耐烧蚀与耐热震性能进行了研究。TiC/Cu复合材料在等离子烧蚀过程中产生了“发汗冷却”效果,随着复合材料中Cu含量的提高,TiC/Cu的弯曲强度与耐热震性能显著提高。TiC陶瓷骨架相对密度为72%的TiC/Cu复合材料的弯曲强度达到955 MPa,较热压纯TiC陶瓷材料有大幅度的提高。     

层合板热应力分析的辛正交解析法

基于一阶层合板理论，建立了以空间方向为模拟方向的层合板热应力分析的Hamilton正则方程、这样就突破了欧氏空间的限制，将其导入辛几何数学框架下，采用共轭辛正交方法给出层合板热应力分析的精确解。     

电子封装用Sip/Al复合材料的热物理性能研究

采用挤压铸造法制备了Sip/A l复合材料。材料组织致密,增强体颗粒分布均匀。热物理性能研究表明,复合材料的热导率大于90 W/(m.K),线膨胀系数可在(7.48~9.99)×10-6/K范围内调整。增加基体合金中的Si含量有利于降低材料的线膨胀系数,但同时也会使热导率降低。对复合材料进行退火处理可有效降低其线膨胀系数,提高热导率。Sip/A l复合材料作为新型环保复合材料已经基本满足电子封装高导热、低膨胀的使用要求。     

新的大型空间环境模拟器热沉的研制

我国新研制的一台大型空间环境模拟器,热沉是该设备中的重要分系统之一。经过几年的努力,各项技术要求均已圆满完成,现已正式投入使用。文章介绍了热沉的材料选择、结构布置、壁板形式、支撑结构及主要设计计算结果等。     

玻璃型二次表面镜的卫星飞行试验

文章介绍了兰州物理研究所研制的石英玻璃型二次表面镜（ＯＳＲ）的卫星搭载试验结果，并对ＯＳＲ的长期空间稳定性作了初步预测。试验和计算结果表明，其ＯＳＲ的太阳吸收率的１０年增值△αｓ预计不超过０．０５５，与国外同类产品的空间稳定性水平相当，已能满足卫星应用的要求。     

低αs有机硅热控涂层及其空间防护作用研究

介绍了三种有机硅热控涂层的组成、工艺及性能，井讨论了影响涂层稳定性的因素。用LAMBDA—9分光度计和扫描电镜(SEM)对在模拟原子氧(AO)环境中的有机热控涂层太阳光吸收率(αs)的变化和防护作用进行表征研究。结果表明，这些涂层均有良好的空间稳定性，对AO辐照有较强的防护效果。该研究建立了空间材料新的防护体系。尤其是9—5涂层的αs最低，性能最优越。     

纵向波纹隔热屏通道的换热特性

通过改变进气流量、气流背压，实验研究了航空发动机加力燃烧室筒体纵向波纹板隔热屏通道结构对换热特性的影响。对无孔、每波两排孔和每波六排孔三种结构的实验结果表明，波纹板的换热效果远高于平板型，随着波纹板上的孔排数增加，换热效果增大；波形对波纹板的壁温和Nu数影响很大，密流比对Nu数的影响与波孔排数有关，得到的纵向波纹通道的平均换热经验公式，可用于指导加力燃烧室隔热屏地设计。