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光学超材料通常是指一种通过人工设计亚波长结构单元实现传统材料所不具备光学特性的人工复合结构材料，在紫外、可见或红外波段其介电常数和磁导率可突破传统材料极限限制，可望在探测、成像、通信、隐身、能源、热控等航天领域显示出巨大应用潜力。本文主要通过阐述航天装备重要分系统进而提出光学超材料的未来可能应用场景，并总结光学超材料在面向这些应用场景时已经开展的研究进展。

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以实现锥面复合材料斜置网格结构的优化设计和自动成型为目的，应用微分几何方法，结合工程应用对易于自动化成型的锥面等螺距螺旋筋、等螺旋角螺旋筋及短程线螺旋筋复合材料斜置网格结构进行了对比设计，设计出了锥面无蒙皮复合材料混合三角网格卫星支架。给出了两种短程线间的对应关系，从而简化工艺、降低成本。针对等螺距螺旋轨迹、等螺旋角螺旋轨迹和短程线轨迹均无法实现蒙皮等厚铺缠的问题，提出以圆锥面密排螺旋轨迹为主结合短程线轨迹铺缠成型方案，实现锥面复合材料斜置网格结构蒙皮等厚自动铺放。锥面复合材料斜置网格结构已具备设计生产条件，可结合工程应用进行工艺成型试验，针对不同应用情况优选不同形式的复合材料网格结构，最终到达最优应用效果。

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结合工程应用对圆锥段等螺距螺旋筋网格结构、等螺旋角螺旋筋网格结构及短程线螺旋筋网格结构的强度进行了对比计算。结果表明，在网格结构参数相同的情况下，这三种螺旋筋网格结构承载能力大体相当。可根据工程实际，从工艺简单、制作成本低的角度选择成型工艺。利用锥面螺旋线及椭球面短程线非平面曲线的特点，精确计算双封头短程线螺旋筋复合材料网格结构纤维丝束缠绕轨迹，实现纤维丝束不重不漏连续自动化缠绕成型，提高结构成型质量和一致性，提高节点处质量及承载能力。计算出大端相对的两件短程线螺旋筋复合材料网格结构纤维丝束缠绕轨迹，可节省材料，提高生产效率。

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对圆锥段等螺距螺旋筋网格结构、等螺旋角螺旋筋网格结构及短程线螺旋筋网格结构的铝合金成型装置进行对比设计。将立体锥面展开成平面，同时研究锥面螺旋线的展开规律，将立体的铝合金网格模转化为平面的硅橡胶网格模，经平面浇注成型后再贴合到锥面上，从而进一步降低研制成本。通过对铝合金和硅橡胶网格模具的设计，解决了锥面复合材料网格结构成型装置的设计问题。根据工程应用情况结合三种圆锥段网格结构铝合金阳模和硅橡胶网格模的特点，给出了各种网格模具的选择使用方法。通过共用技术解决了卫星接口尺寸多变的问题，从而加快了生产进度、降低成本，增强圆锥段复合材料斜置网格卫星支架的商业竞争力。将设计生产出的成型装置应用于相应的复合材料结构成型，取得了良好的效果，经过飞行试验考核，获得圆满成功。

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为了进一步降低成本，减轻成型装置结构质量以利于工艺成型，将铝合金网格模具与平面浇注的硅橡胶网格模具相结合，改进为立体浇注的锥面复合材料斜置网格结构硅橡胶网格模具，在满足缠绕精度的同时实现低成本自动化缠绕成型。精确计算椭圆短程线过渡的大端相对的两件短程线螺旋筋复合材料网格结构双封头纤维丝束缠绕轨迹，从而使自动化连续缠绕更为柔顺平稳，同时节省材料提高生产效率。实现了高效率自动连续循环缠绕，节点处达到编织效果。制备吸胶压实用平面硅橡胶网格条，进一步提高筋条及节点处的结构质量。成型出的结构部件通过了各项试验，可应用于实际工程。

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针对航天领域碳纤维复合材料回转壳体结构固化变形及残余应力较大的问题，本文建立了复合材料回转壳体结构固化过程分析的三维有限元模型，对结构的固化变形及残余应力进行预测；提出固化工艺及后固化工艺参数优化控制方法，对结构固化工艺曲线进行优化设计。标准固化制度下，复合材料壳体结构最大残余应力和固化变形预测结果分别为409.12 MPa和335.9 μm。基于该有限元模型，分析了各工艺参数对结构最大残余应力和固化变形的影响；并综合各工艺参数分析结果，完成了固化工艺参数的组合优化。所得最佳固化工艺方案条件下，结构最大残余应力和变形量分别为325.11 MPa和295.1 μm，分别降低了20.53%和13.21%。

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为揭示空心玻璃微珠（HGM）在高温条件下的结构演化过程，并进一步掌握高温下其在复合材料中的隔热烧蚀机制，分别通过扫描电镜、热重分析和能谱分析表征HGM在500~1 400 ℃高温加热后的微观形貌、热失重和元素分布，并制备HGM增强三元乙丙橡胶（EPDM）复合材料，分别通过氧乙炔烧蚀实验和扫描电镜表征其烧蚀率和碳化层微观结构。结果表明，HGM在1 400 ℃以内化学性能稳定，失重率、元素组成及分布与初始性能基本相同；在500~700 ℃加热后出现破碎，且随着温度的提高和时间的延长，破碎率增加。HS46和HS38的抗高温破碎性能优于HS22；随着温度的进一步提高，先转变为多孔结构熔融体后继续转变为无孔致密熔融体；在EPDM复合材料中，HGM在氧乙炔火焰作用下基本破碎，并出现大量小直径微球，而在碳化层高效隔热作用下，碳化层背面的HGM基本为完整球体结构，但部分在高温下萎缩褶皱；HGM有效降低EPDM复合材料的线烧蚀率为20%~30%，且微珠粒径越小效果越显著。

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借助硬度测试、电导率测试、剥落腐蚀测试以及透射电镜明场观察等方法，探究了不同参数下高温处理工艺（HTT： High Temperature Treatment）对高合金化AlZnMgCu合金耐腐蚀性能的影响。结果表明，高合金化AlZnMgCu合金适宜的高温处理温度为445 ℃。针对Al - Zn8.33 - Mg2.08 - Cu2.45合金，最佳的HTT工艺为：470 ℃固溶1 h→445 ℃保温45 min→淬火→120 ℃时效18 h→淬火。相较于常规单级时效工艺，该工艺仅在固溶处理后增设了高温处理工序，却能显著提高高合金化AlZnMgCu合金的耐腐蚀性能。本研究可为耐腐蚀高性能高合金化AlZnMgCu合金的工业化生产提供理论依据。

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通过对航天产品典型胶黏剂J-47的拉伸剪切试验，系统研究底胶晾置时间、固化压力、胶膜吸湿状态、升温速率及制袋方式等关键工艺参数对胶接性能的影响。结果表明，固含量为35%～45%的底胶，其晾置时间对中温固化胶膜试片的拉伸剪切强度影响甚微，难以有效表征粘接面积较大的蜂窝夹层结构件的粘接性能。随着固化压力的增加，试片拉伸剪切强度呈现先升高后稳定再下降的趋势；当固化压力处于0.15～0.3 MPa时，拉伸剪切强度达到峰值。试片拉伸剪切强度随湿气侵入胶层时间的延长而降低，最终趋于稳定；当含水量达到1.47%时，拉伸剪切强度降至最低值，较初始状态降低20.78%。选用适宜辅料，并将升温速率控制在0.5~3 ℃/min范围内，均可获得显著提升的拉伸剪切强度。

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采用不同连轧速度，在α+β两相区加热、轧制TC4钛合金小规格棒材，分析在相同轧制温度及变形量下，连轧速度对TC4钛合金棒材组织、性能的影响。结果表明：连轧速度的选择直接影响了TC4棒材的组织形态和力学性能，随着轧制速度的提高，初生α晶粒有明显的等轴细化趋势，但当轧制速度超过某一临界轧制速度时棒材心部会产生相变形成魏氏组织，进而使棒材的力学性能恶化。在不超过这一临界轧制速度下轧制的TC4棒材，其组织为均匀细小的初生α+β两相区加工组织，综合性能优异。

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以Ni79Nb10B11三元共晶点为基础，加入原子分数为5%的Si，制备了新型Ni基高温钎料，并在1 100 ℃/30 min条件下实现了C_f/SiC复合材料与304不锈钢的钎焊连接。通过座滴法测试了Ni-Nb-B-Si钎料对C_f/SiC复合材料的润湿性，并采用DTA方法测定钎料熔点。采用SEM和EDS分析了钎焊接头的显微组织结构，利用剪切试验评价了接头力学性能。结果表明，Ni-Nb-B-Si钎料主要由NbNi₈和Ni-B-Si化合物两相组成，实际熔化温度区间为1 036~1 060 ℃，高于传统Ag-Cu-Ti和Ti-Zr-Cu-Ni钎料。该钎料在C_f/SiC复合材料上的润湿角为17.5°，表现出良好的润湿性。钎焊过程中，B和Si原子向304不锈钢母材扩散，Ni与SiC反应生成Ni₂Si与C，连接层主要由Nb₆Ni1₆Si₇、Ni基固溶体及Cr化物组成。接头室温及900 ℃高温下的剪切强度分别为32.0和21.2 MPa，断裂位置位于C_f/SiC复合材料与连接层界面。上述结果表明，新型Ni-Nb-B-Si钎料在高温陶瓷基复合材料与不锈钢连接中具有良好的应用前景。

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针对激光增材制造铝合金卫星支架成形性差、力学性能低等问题和构型复杂、轻量化等需求，以卫星飞轮支架为例，提出纳米陶瓷颗粒改性铝合金（陶铝）和拓扑优化结合参数化设计的结构设计方法。首先，通过微观材料尺度改性设计得到成形性高、微观组织细小均匀的陶铝材料，实现弹性模量、强度和塑性明显提升；其次，通过拓扑优化和参数化设计使飞轮支架实现减重55%，同时通过力学仿真分析证明支架刚度、强度、放大倍数均满足设计要求；最后，通过激光增材制造工艺参数调控减少陶铝材料缺陷，实现所设计飞轮支架的高质量成形。研究成果可推广应用于更多卫星结构件设计制造中，实现结构件减重和高性能，并提高研制效率。

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为获取具备高效节能、优良导电与导热性能的电热组件构型，选取具备协同效应的石墨烯（Gr）与碳纳米管（CNTs）两种材料，运用标准喷涂法制备带有图案的电热涂层，并基于该涂层设计电热除冰装置。采用碳化后的导电油性石墨烯（CNT-GO，Carbon Nanotube-Graphene Oxide）开展涂层制备工作，借助扫描电子显微镜对该涂层的微观形貌进行分析，从微观层面揭示其电热性能变化的内在机理。同时，在自行搭建的除冰实验台上，对除冰装置样件的电热升温性能和除冰性能进行测试。研究结果显示，井字形发热涂层的温升速率更快，且表面温度均匀性更佳。基于此新型涂层的电热除冰装置结构简洁，易于与飞机表面结合，其在电热过程中产生的平均温度能够有效加速冰层融化，证实了该构型设计在降低电热除冰能耗方面的可行性。

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Al-50Si合金微观结构复杂，大量的块状初晶硅分布于铝基体中，使得其在钻削过程中由于两相异性产生刀尖粘屑，加剧刀具磨损。随着切削参数的变化，轴向力和钻削温度会随之改变，进而影响钻孔质量。针对此种难加工材料，本文分别采用TiAlN、TiCN和TiN涂层硬质合金钻头对Al-50Si合金进行钻削实验，通过揭示不同切削参数下涂层钻头钻削轴向力的变化规律、涂层刀具磨损类型、对比孔出入口和孔壁质量的损伤程度，开展涂层刀具的钻削性能以及Al-50Si合金的钻孔质量研究。结果表明：涂层刀具表面发生铝基体粘结、崩刃等现象，磨损机理主要是粘结磨损与磨粒磨损；钻削轴向力F_z受进给量f影响最大；刀具剪切力越大，孔入口质量越好；孔壁质量与刀具的切削性能相关，加工表面会出现凹坑、划痕、切屑粘结以及基体撕裂等缺陷；孔出口质量受钻削轴向力F_z影响最大，钻削轴向力F_z越大，孔出口质量越差。TiAlN涂层刀具在切削速度v为70 m/min，进给量f为0.05 mm/r时，获得的钻削质量较好。

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针对航空航天领域材料弹性模量快速测量需求，采用线聚焦传感器对材料表面进行散焦测量，同步获取超声纵波和漏表面波，基于散焦距离与漏表面波和反射纵波时间差的线性关系，表征材料弹性模量。设计以三自由度精密运动平台为基础的运动扫查机构，集成高频超声波激励/接收模块、高速数据采集模块，开发弹性模量超声测量系统软件，形成弹性模量超声全自动测量系统。分别以铝锂合金和镍基合金为测量对象，开展材料力学性能参数测量实验。结果表明：采用所提出的方法结合研制的系统，不仅实现了两种典型材料的弹性模量、泊松比测量，而且还得到了材料的剪切模量和体积模量参数。两种材料弹性模量测试结果与引证数据偏差分别为0.45%和1.51%。研究表明，所发展的技术具备快速、无损的材料力学性能参数测量优势，可为新材料研制、结构性能评估等提供支撑。

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为研究拉伸载荷下纤维增强树脂基复合材料疲劳性能，制备了碳纤维/环氧树脂层合板，开展了四种不同应力水平下的拉伸疲劳实验，绘制了应力-对数寿命（S-lgN）曲线。采用超声波C扫、超景深三维显微镜和扫描电镜，观测内部损伤和断口形貌，讨论了纤维增强复合材料疲劳损伤扩展和断裂模式。同时，创建了一种适于仿真纤维增强复合材料疲劳行为的模型，较好地预测了层合板疲劳寿命，高效地模拟了疲劳损伤演化。实验与仿真结果均表明：疲劳初期损伤多以开裂形式萌生；进入中期后，损伤以分层与裂纹为主导；到末期后，损伤形式复杂且互相影响，分层、裂纹等损伤趋于饱和，界面失稳，纤维团簇式断裂，材料即将疲劳失效。

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为了制造合格的Ω形复合材料长桁，本文制定了Ω形复合材料长桁的热压罐成型工艺及模具设计方案。Ω形复合材料长桁采用阳模铺放、阴模成型的工艺思路，解决了Ω形复合材料长桁预浸料铺放难度大、脱模困难等核心问题。通过外模使用分体式金属模具，内模使用柔性的非金属软模，保证了Ω形复合材料长桁顺利脱模的情况下同时获得光滑的内外表面。按照设计的模具和成型工艺进行工艺试验，获得了内部质量和表面质量均合格的产品，同时表明了Ω形复合材料长桁热压罐成型工艺及模具设计方案正确可行。

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在航空飞行器制造领域，镶嵌螺母作为一种重要的紧固件，其性能和质量直接关系到飞行器的安全性和可靠性，特别是在复合材料夹层结构中，镶嵌螺母的作用尤为关键。本文以复合材料蜂窝夹层结构为基础，围绕镶嵌螺母的安装角度、注胶方式、注胶速度以及注胶完成后的防护方式展开研究，分析了其对镶嵌螺母安装质量的影响规律。结果表明，采用直接注胶方式，间隔10 min，分3次注胶，提高注胶速度，注胶完成后采用防护，有利于镶嵌螺母的安装质量，且优先选用安装角度为0°的设计方案。为镶嵌螺母在国产飞机复合材料夹层结构件上的应用提供了系统的技术基础。

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运用惯性摩擦焊技术达成了 6A02 铝合金与 0Cr18Ni9 不锈钢薄壁回转体的连接。深入探究了工艺参数对加工质量的影响，并针对焊接过程中的温度与应力开展了仿真分析。结果表明，当采用主轴转速为1 200 r/min、转动惯量为35 kg·m²、顶锻压力为6.5 MPa 等焊接工艺参数时，能够实现异种金属的有效连接。相较于镀镍层与镀银层状态，钢环无镀层状态下的接头内压承载能力更强，爆破压力可达13.8 MPa。仿真结果表明，钢铝分界面的最高温度出现在界面中心区域，铝合金一侧的高温区域比不锈钢一侧更为宽泛，总体而言，铝合金一侧的应力值大于不锈钢侧。在 100 K、0.4 MPa 内压的振动试验条件下，摩擦焊接头的应力约为 33 MPa，远低于材料的破坏强度。接头处的氦质谱检漏结果小于 1×10⁻⁸ Pa⋅m³/s，气密性良好，能够满足产品的功能与性能使用要求。