InxGa1-xAs材料在多结空间太阳电池中的应用进展

In_xGa_(1-x)As材料具有独特的物理特性,可以通过调节In和Ga的组分来改变材料的带隙宽度Eg。该材料自进入多结空间太阳电池领域以来,就受到了广泛的关注。因此,In_xGa_(1-x)As材料有望成为未来多结空间太阳电池领域中的重要研究对象。本文首先介绍了InGaAs材料的生长工艺及其在多结空间太阳电池领域中的应用情况和研究现状,同时讨论了材料的外延生长工艺以获得高质量含InGaAs材料的多结太阳电池。此外,介绍了近年来InGaAs材料在高效多结空间太阳电池领域的研究进展,并对其抗辐照性能进行了简述。大量研究表明:InGaAs材料的使用可以进一步提升多结空间太阳电池的光电转换效率,达到提升卫星有效载荷的目的。     

2195铝锂合金应力松弛时效成形工艺制度

以2195-T8态铝锂合金为研究对象,探究工艺参数对其应力松弛时效行为的影响规律。试样经过固溶、淬火,进行不同预变形、时效温度及时效时间条件下的应力松弛时效实验。通过室温拉伸,测得应力松弛时效后试样的力学性能。基于正交试验的极差分析和方差分析,探究了预变形、时效温度和时效时间3个工艺参数对应力松弛量、屈服强度和延伸率的影响权重占比;进一步研究发现预变形不仅可以提高2195铝锂合金时效后的强度,还降低了应力梯度对材料力学性能不均匀性的影响;查明了实现2195铝锂合金应力松弛时效形性协同制造的合理工艺制度:180℃+4%预变形+时效时间12～16 h。研究工作为大型铝锂合金构件应力松弛时效形性协同制造工艺窗口的确定提供了重要支撑。     

热塑性复合材料构件的制备及其在航空航天领域的应用

热塑性复合材料作为轻质高强材料的杰出代表,已成为航空航天领域的首选材料之一。概述了热塑性复合材料常用的成型工艺。采用模具热压成型制备工艺,探索并成功制备了几种高性能碳纤维增强聚醚醚酮(CF/PEEK)热塑性复合材料构件,为高性能CF/PEEK热塑性复合材料构件在航空航天领域的应用提供了基础。     

玻璃基环形振动微陀螺谐振子的设计与制造工艺

针对传统单晶硅材料热胀系数不稳定引起的硅基环形振动微陀螺的温度漂移问题,开展了玻璃基环形振动微陀螺谐振子的设计,并提出了一种新型的玻璃基准三维微结构制造工艺,借助微型电子机械系统（MEMS）工艺中成熟的深硅刻蚀、阳极键合、化学机械抛光等通用加工技术,融合玻璃熔融工艺,解决了玻璃基准三维微结构的制造工艺难题,同时保证了高的加工精度,实现了玻璃基环形振动微陀螺谐振子的高精度批量制造。     

三维编织复合材料细观结构的几何学分析

对四步法1：1编织过程及编织结构进行了详细几何学分析,完善了基元、面元和柱元的几何模型;导出了平均纤维体积比与编织工艺参数之间的关系等,并得到实际验证。可供编织复合材料结构力学性能分析与预估使用。     

H3PO4+C6H11NaO7体系中钛合金阳极氧化着色工艺研究

作者在Ｈ３ＰＯ４＋Ｃ６Ｈ１１ＮａＯ７体系中对ＴＣ１０、ＴＣ３、ＴＣ１、ＴＡ２阳极氧化均能得到丰富色彩。研究表明,钛材的成分、电压、ｐＨ值、升压方式、氧化时间等对阳极氧化膜的颜色都有一定的影响,电压是影响氧化膜颜色的主要因素。此外,稀土元素铈和双氧水的加入能提高膜层的耐蚀性。     

SiC基体结构及其对C/SiC复合材料性能的影响研究北大核心CSCD

采用聚碳硅烷作为前驱体,在800、1000、1200℃下烧结得到SiC基体,研究了温度对SiC基体密度、结晶程度的影响。结果表明基体随着温度的提高,基体密度提高,结晶程度逐渐提高,Si含量比例升高。在800℃时,基体密度为2.30 g/cm^(3),所得基体结构接近无定型态,在1000和1200℃下的密度分别为2.50和2.56 g/cm^(3),晶粒尺寸分别为2.6和4.1 nm。再以聚碳硅烷为前驱体,以碳纤维织物为增强体,采用PIP工艺制备C/SiC复合材料,热解最高温度同样为800、1000、1200℃,得到三组C/SiC复合材料,对复合材料进行了力学性能测试和断口微观结构观察,分析了基体结构对复合材料力学性能的影响。研究结果表明,在一定范围内提高热解温度,有利于改善基体特性和提高复合材料的致密化效率,从而使复合材料的力学性能有所提升,特别是弯曲、层间剪切和压缩性能提高作用明显。     

迎接国防科技工业标准化工作的新挑战

从推进“三化”设计、开拓标准化工作领域等方面,简要分析了新形势下从方案设计到批生产工艺、采购和管理等领域应做好的几项标准化工作。     

修订QJ903A《航天产品工艺文件管理制度》的建议与设想

通过对实施QJ903A-1995《航天产品工艺文件管理制度》过程中反映出的一些问题,结合实际工作需求,提出了一些建议与设想,旨在建议修订该标准时参考。