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2017, 47(1):1-4.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.001
摘要:
从轻质金属和复合材料出发，简要介绍了航天用几大主要轻质结构材料国内外研究进展，并在此基础上，结合航天的应用需求，浅析了轻质结构材料的研究和发展方向。
从轻质金属和复合材料出发，简要介绍了航天用几大主要轻质结构材料国内外研究进展，并在此基础上，结合航天的应用需求，浅析了轻质结构材料的研究和发展方向。
2017, 47(3):57-60.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.03.013
摘要:
采用非等温DSC对非热压罐（OoA）成型环氧树脂基体607进行了固化动力学研究，确定了树脂的固化动力学方程。制备了T800/607热熔预浸料和复合材料单向板，并比较了热压罐和OoA成型工艺下T800/607复合材料的性能。结果表明：该类预浸料室温储存期大于30 d，OoA成型质量优异，复合材料孔隙率远低于1%。OoA成型复合材料的弯曲强度为1 480 MPa，层剪强度为96.7 MPa，与在热压罐条件下固化的复合材料性能相当。
采用非等温DSC对非热压罐（OoA）成型环氧树脂基体607进行了固化动力学研究，确定了树脂的固化动力学方程。制备了T800/607热熔预浸料和复合材料单向板，并比较了热压罐和OoA成型工艺下T800/607复合材料的性能。结果表明：该类预浸料室温储存期大于30 d，OoA成型质量优异，复合材料孔隙率远低于1%。OoA成型复合材料的弯曲强度为1 480 MPa，层剪强度为96.7 MPa，与在热压罐条件下固化的复合材料性能相当。
2000(4).
摘要:
阐述了铝合金在低温下的力学性能随温度的变化规律：在低温下拉伸性能提高、韧性改善、疲劳强度增加，且介质不同铝合金表现出不同的力学性能。并分析了这些力学性能变化规律的机理，同时对在极低温下某些铝合金锯齿变形的现象、特征、形成机理以及对力学性能的影响作了分析说明。
阐述了铝合金在低温下的力学性能随温度的变化规律：在低温下拉伸性能提高、韧性改善、疲劳强度增加，且介质不同铝合金表现出不同的力学性能。并分析了这些力学性能变化规律的机理，同时对在极低温下某些铝合金锯齿变形的现象、特征、形成机理以及对力学性能的影响作了分析说明。
2016, 46(6):68-73, 78.
摘要:
采用TG-FTIR和PyGC-MS联用仪对PICA中酚醛热分解过程和产物进行分析和研究,结果表明,PICA酚醛存在两个明显热失重阶段。第一阶段失重为酚醛小分子解吸附过程,主要为H2O、CO2和HOCH2CH2OH分子；第二阶段主要是由酚醛化学键断裂反应引起,为主要热分解阶段,产物主要为酚类、苯系物和稠环芳烃。经过高温热解后,酚醛基体与高孔隙率碳纤维增强体结合形成疏松多孔且具有一定强度的碳层结构。
采用TG-FTIR和PyGC-MS联用仪对PICA中酚醛热分解过程和产物进行分析和研究,结果表明,PICA酚醛存在两个明显热失重阶段。第一阶段失重为酚醛小分子解吸附过程,主要为H2O、CO2和HOCH2CH2OH分子；第二阶段主要是由酚醛化学键断裂反应引起,为主要热分解阶段,产物主要为酚类、苯系物和稠环芳烃。经过高温热解后,酚醛基体与高孔隙率碳纤维增强体结合形成疏松多孔且具有一定强度的碳层结构。
2016, 46(6):1-5.
摘要:
近年来,新研航天飞行器气动热环境往往具有高焓、高热流密度和长时间加热等特点,这促使防热材料的研制朝着低密度、高抗烧蚀、优良隔热等性能的方向发展。受自身材料类型的限制,无论烧蚀型(树脂基)或非烧蚀型(陶瓷基)防热材料都可以通过对烧蚀表面进行涂层处理的手段达到弥补材料性能短板,提高使用性能的目的。本文试图梳理、总结国内外近年来热防护系统用涂层材料的发展状况,探讨各自的优势和缺点,并提出了针对树脂基复合材料热防护涂层可能趋势的推测。
近年来,新研航天飞行器气动热环境往往具有高焓、高热流密度和长时间加热等特点,这促使防热材料的研制朝着低密度、高抗烧蚀、优良隔热等性能的方向发展。受自身材料类型的限制,无论烧蚀型(树脂基)或非烧蚀型(陶瓷基)防热材料都可以通过对烧蚀表面进行涂层处理的手段达到弥补材料性能短板,提高使用性能的目的。本文试图梳理、总结国内外近年来热防护系统用涂层材料的发展状况,探讨各自的优势和缺点,并提出了针对树脂基复合材料热防护涂层可能趋势的推测。
2012, 42(1).
摘要:
主要介绍了材料力学性能中强度(刚度)、模量、比强度、比模量的概念,推导出比强度、比模量的
单位。推算结果表明:比强度单位为106 m2 / s2;比模量单位为109 m2 / s2。
主要介绍了材料力学性能中强度(刚度)、模量、比强度、比模量的概念,推导出比强度、比模量的
单位。推算结果表明:比强度单位为106 m2 / s2;比模量单位为109 m2 / s2。
2017, 47(1):37-41.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.007
摘要:
根据某扩张段采用的针刺C/C复合材料制备圆筒构件试验件，设计外压和内压试验工装，对其开展内外压试验研究，总结结构应力分布规律，并与有限元仿真结果进行对比，仿真结果与试验结果一致性较好，获得了准确高精度3D圆筒构件水压仿真计算模型。试验及仿真结果对于改进固体火箭发动机针刺C/C复合材料喷管扩张段结构设计，修正材料本构模型参数，预估结构安全裕度有着重要的参考价值。
根据某扩张段采用的针刺C/C复合材料制备圆筒构件试验件，设计外压和内压试验工装，对其开展内外压试验研究，总结结构应力分布规律，并与有限元仿真结果进行对比，仿真结果与试验结果一致性较好，获得了准确高精度3D圆筒构件水压仿真计算模型。试验及仿真结果对于改进固体火箭发动机针刺C/C复合材料喷管扩张段结构设计，修正材料本构模型参数，预估结构安全裕度有着重要的参考价值。
2017, 47(1):72-76.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.015
摘要:
基于贮箱用2219 T852整体过渡环与T87箱筒段的电子束环焊缝，开展了部段级电子束焊接接头常、低温力学性能测试，同时对焊接接头错缝量、断裂类型及金相组织进行了分析。研究结果表明：部段级常、低温2219 T852与T87电子束焊接接头的强度影响系数为0.63，低温状态下焊接接头的力学性能比室温状态下有所提高；错缝量与焊接接头力学性能成反比，其中对延伸率影响最为显著，低温有助于缓解错缝对焊接接头力学性能的弱化影响；电子束焊接接头组织不均匀性和结构形貌上的不连续性，特别是T852侧热影响区晶粒粗大，导致T852侧热影响区和焊缝接头根部为电子束焊缝的薄弱区域，焊接接头极易在该区域发生断裂。
基于贮箱用2219 T852整体过渡环与T87箱筒段的电子束环焊缝，开展了部段级电子束焊接接头常、低温力学性能测试，同时对焊接接头错缝量、断裂类型及金相组织进行了分析。研究结果表明：部段级常、低温2219 T852与T87电子束焊接接头的强度影响系数为0.63，低温状态下焊接接头的力学性能比室温状态下有所提高；错缝量与焊接接头力学性能成反比，其中对延伸率影响最为显著，低温有助于缓解错缝对焊接接头力学性能的弱化影响；电子束焊接接头组织不均匀性和结构形貌上的不连续性，特别是T852侧热影响区晶粒粗大，导致T852侧热影响区和焊缝接头根部为电子束焊缝的薄弱区域，焊接接头极易在该区域发生断裂。
2017, 47(1):13-19.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.003
摘要:
主要阐述了等静压技术在金属、金属基复合材料、无机非金属材料以及聚合物材料等领域的应用现状，分析了等静压技术与3D打印复合成型技术的发展趋势，介绍了国内外等静压仿真模拟技术的研究进展，并对等静压技术的发展趋势提出展望。
主要阐述了等静压技术在金属、金属基复合材料、无机非金属材料以及聚合物材料等领域的应用现状，分析了等静压技术与3D打印复合成型技术的发展趋势，介绍了国内外等静压仿真模拟技术的研究进展，并对等静压技术的发展趋势提出展望。
2016, 46(6):26-29, 63.
摘要:
反射镜在空间光学系统中起着非常关键的作用,目前已发展到第四代C/SiC复合材料。C/SiC复合材料具有低密度、高模高强、结构设计灵活等优点,已成为非常重要的新型反射镜材料。本文对四代反射镜的特点进行了归纳和对比,对C/SiC复合材料反射镜的结构设计、几种常用的制备工艺进行了整理和总结,并对目前国内外的研究进展进行了综述。
反射镜在空间光学系统中起着非常关键的作用,目前已发展到第四代C/SiC复合材料。C/SiC复合材料具有低密度、高模高强、结构设计灵活等优点,已成为非常重要的新型反射镜材料。本文对四代反射镜的特点进行了归纳和对比,对C/SiC复合材料反射镜的结构设计、几种常用的制备工艺进行了整理和总结,并对目前国内外的研究进展进行了综述。
2016, 46(6):6-10.
摘要:
钛合金在航空航天领域有广泛的应用前景,钛合金热等静压粉末冶金技术的发展为解决大型钛合金复杂构件的制备难题提供了一种新的技术途径。本文较为系统的介绍了该技术的特点、起源和研究现状,以及航天材料及工艺研究所在该技术领域所做的研究工作,并对该技术在型号中的应用做了简要的介绍。
钛合金在航空航天领域有广泛的应用前景,钛合金热等静压粉末冶金技术的发展为解决大型钛合金复杂构件的制备难题提供了一种新的技术途径。本文较为系统的介绍了该技术的特点、起源和研究现状,以及航天材料及工艺研究所在该技术领域所做的研究工作,并对该技术在型号中的应用做了简要的介绍。
2017, 47(1):77-80.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.016
摘要:
采用超声波扫描显微镜获取了点焊接头C扫描图像，分析点焊接头C扫描图像灰度值的分布特征，提出了一种对焊核边缘、焊核直径进行快速检测分析的方法；对不同焊接工艺参数下的不锈钢点焊接头进行表面检测，对比分析基于C扫描图像的焊点检测结果与实际测量值。结果表明，通过这种测量方法不但可以快速得到焊核边缘及焊核尺寸，而且避免了人为因素的影响；与实际测量结果相对比，两者之间相差较小，证实了该检测方法的可行性。
采用超声波扫描显微镜获取了点焊接头C扫描图像，分析点焊接头C扫描图像灰度值的分布特征，提出了一种对焊核边缘、焊核直径进行快速检测分析的方法；对不同焊接工艺参数下的不锈钢点焊接头进行表面检测，对比分析基于C扫描图像的焊点检测结果与实际测量值。结果表明，通过这种测量方法不但可以快速得到焊核边缘及焊核尺寸，而且避免了人为因素的影响；与实际测量结果相对比，两者之间相差较小，证实了该检测方法的可行性。
2017, 47(1):25-28,36.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.005
摘要:
基于实验模态分析理论，构建了复合材料层合板的模态实验理论及测试系统。首先制备了150 mm×80 mm×3.75 mm的碳纤维复合材料层合板，通过DH5922N动态数据采集仪提取了加速度传感器以及力锤所感应到的频响函数及激励信号。将频响函数导入DHDAS动态信号分析系统后获得复合材料层合板一阶及二阶固有频率分别为323.103和656.180 Hz，并测得对应频率下的各测点振型。结果表明，利用本文所提出的实验理论及所用设备可精确提取复合材料层合板的模态信息。
基于实验模态分析理论，构建了复合材料层合板的模态实验理论及测试系统。首先制备了150 mm×80 mm×3.75 mm的碳纤维复合材料层合板，通过DH5922N动态数据采集仪提取了加速度传感器以及力锤所感应到的频响函数及激励信号。将频响函数导入DHDAS动态信号分析系统后获得复合材料层合板一阶及二阶固有频率分别为323.103和656.180 Hz，并测得对应频率下的各测点振型。结果表明，利用本文所提出的实验理论及所用设备可精确提取复合材料层合板的模态信息。
14 风机叶片断裂原因分析
2017, 47(1):67-71.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.014
摘要:
叶片在安装试运行过程中发生断裂，断裂位置位于叶根附近，通过对故障件的观察、测试与分析，确定了叶片发生低周疲劳断裂的原因是由于生产过程中工艺控制不良，叶片根部局部区域树脂固化不完全，导致该区域的强度、刚度极低，当受到疲劳载荷作用时在结构应力集中区域首先发生分层开裂、扩展直至最终失稳断裂。同时指出固化不完全的原因。
叶片在安装试运行过程中发生断裂，断裂位置位于叶根附近，通过对故障件的观察、测试与分析，确定了叶片发生低周疲劳断裂的原因是由于生产过程中工艺控制不良，叶片根部局部区域树脂固化不完全，导致该区域的强度、刚度极低，当受到疲劳载荷作用时在结构应力集中区域首先发生分层开裂、扩展直至最终失稳断裂。同时指出固化不完全的原因。
2017, 47(1):59-61.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.012
摘要:
为了获得C/C螺栓紧固特性，采用紧固力矩试验方法开展了不同结构C/C螺栓紧固特性研究，研究内容包括不同垫片材料、单螺母和双螺母、涂胶和不涂胶等组合情况下C/C螺栓K值的变化趋势，并研究了C/C螺栓的极限抗扭能力。结果表明：碳基螺栓的扭矩系数值K与金属螺栓差异很大，不同材料结构也有差异，涂胶对增加夹紧力有明显的提高作用。
为了获得C/C螺栓紧固特性，采用紧固力矩试验方法开展了不同结构C/C螺栓紧固特性研究，研究内容包括不同垫片材料、单螺母和双螺母、涂胶和不涂胶等组合情况下C/C螺栓K值的变化趋势，并研究了C/C螺栓的极限抗扭能力。结果表明：碳基螺栓的扭矩系数值K与金属螺栓差异很大，不同材料结构也有差异，涂胶对增加夹紧力有明显的提高作用。
2017, 47(3):6-9.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.03.002
摘要:
非金属材料及制品的老化是影响各型号武器贮存寿命的决定因素之一。本文介绍了现有的国内外非金属材料加速老化的试验标准，分析了国内外非金属材料试验标准的异同，并对加速老化试验未来的发展方向提出了设想。
非金属材料及制品的老化是影响各型号武器贮存寿命的决定因素之一。本文介绍了现有的国内外非金属材料加速老化的试验标准，分析了国内外非金属材料试验标准的异同，并对加速老化试验未来的发展方向提出了设想。
2017, 47(1):55-58.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.011
摘要:
对吸波复合材料构件的缠绕工艺特性及存在的问题进行了分析，综合现代复合材料缠绕成型工艺，针对含有吸收剂的缠绕层，提出了“双辊同槽、双线夹芯复合”的浸胶工艺制备预浸纱带，以湿法缠绕工艺制备回转体吸波复合材料构件的工艺方法。工艺特性分析表明，选用相应的缠绕规律和工艺参数能够满足不同形态的回转体构件绕制，使吸收剂在各缠绕层中均匀分布、含量可控，保证了制件的吸波性能稳定、质量可靠。
对吸波复合材料构件的缠绕工艺特性及存在的问题进行了分析，综合现代复合材料缠绕成型工艺，针对含有吸收剂的缠绕层，提出了“双辊同槽、双线夹芯复合”的浸胶工艺制备预浸纱带，以湿法缠绕工艺制备回转体吸波复合材料构件的工艺方法。工艺特性分析表明，选用相应的缠绕规律和工艺参数能够满足不同形态的回转体构件绕制，使吸收剂在各缠绕层中均匀分布、含量可控，保证了制件的吸波性能稳定、质量可靠。
2017, 47(2):1-4,13.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.02.001
摘要:
从材料和成型两个方面介绍了树脂基烧蚀防热材料的研究进展情况。主要包括基体材料、增强材料，以及模压、缠绕、铺放与RTM成型工艺的研究情况。
从材料和成型两个方面介绍了树脂基烧蚀防热材料的研究进展情况。主要包括基体材料、增强材料，以及模压、缠绕、铺放与RTM成型工艺的研究情况。
2018, 48(4):9-15.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2018.04.002
摘要:
随着航天技术发展，飞行器的飞行速度更快，服役环境更加恶劣，有效的热防护系统是保证飞行器安全飞行的关键系统之一。本文综述了被动防热系统、主动防热系统和半被动防热系统3类热防护系统在航天飞行器上的应用现状，重点介绍了金属基复合材料、碳基复合材料、陶瓷基复合材料、树脂基复合材料和气凝胶材料，5类防热材料在航天领域的应用发展情况，并提出了航天飞行器未来热防护的发展趋势。
随着航天技术发展，飞行器的飞行速度更快，服役环境更加恶劣，有效的热防护系统是保证飞行器安全飞行的关键系统之一。本文综述了被动防热系统、主动防热系统和半被动防热系统3类热防护系统在航天飞行器上的应用现状，重点介绍了金属基复合材料、碳基复合材料、陶瓷基复合材料、树脂基复合材料和气凝胶材料，5类防热材料在航天领域的应用发展情况，并提出了航天飞行器未来热防护的发展趋势。
20 陶瓷隔热瓦的缺陷修补
2017, 47(3):83-85.
DOI: 10.12044/j.issn.1007-2330.2017.03.020
摘要:
分别采用了MgO、YSZ和Al2O3三种陶瓷粉体和一种含隔热瓦本体成分的粉料对陶瓷隔热瓦缺陷进行修补。研究了修补前后材料的微观形貌、力学及隔热性能。结果表明：采用含隔热瓦本体组成的粉料对陶瓷隔热瓦进行修补，修补部位与本体部位相容性好，且微观形貌相似，仍保持纤维搭接的多孔空间网络结构；修补后试样密度0.24 g/cm3、室温热导率0.044 W/（m·K）、压缩强度0.58 MPa；1 200℃、30 min热处理后，修补部位与本体部位结合性好，未出现裂纹、凹陷等缺陷，是有效的缺陷修补方法。
分别采用了MgO、YSZ和Al2O3三种陶瓷粉体和一种含隔热瓦本体成分的粉料对陶瓷隔热瓦缺陷进行修补。研究了修补前后材料的微观形貌、力学及隔热性能。结果表明：采用含隔热瓦本体组成的粉料对陶瓷隔热瓦进行修补，修补部位与本体部位相容性好，且微观形貌相似，仍保持纤维搭接的多孔空间网络结构；修补后试样密度0.24 g/cm3、室温热导率0.044 W/（m·K）、压缩强度0.58 MPa；1 200℃、30 min热处理后，修补部位与本体部位结合性好，未出现裂纹、凹陷等缺陷，是有效的缺陷修补方法。
