摘要:简要回顾了人类火星探测并成功着陆火星的历史,对火星的基本情况及进入环境进行了介绍。
对火星科学实验室项目情况、飞向火星的过程及进入气动热环境进行了描述。详细介绍了火星科学实验室进
入舱防热材料的发展及相关气动热试验。

摘要:简要叙述了临近空间的定义及临近空间的飞行器类型,回顾了美国临近空间高超声速飞行器的
发展历程,主要介绍猎鹰计划的研究目标及军事应用,重点介绍猎鹰计划中高超声速飞行器防热材料的发展。

摘要:对氟聚物基含能反应材料进行了概述,介绍了反应材料的组分、结构特点以及制备关键技术,并
对反应材料各项性能指标进行了综述,对氟聚物基反应材料的应用现状和前景进行了归纳和展望。

摘要:基于工程中金属预埋件在复合材料层合板中的应用情况,建立了含圆柱形金属预埋件和含阶梯
形金属预埋件碳纤维/ 环氧树脂层合板的三维分析模型。层合板中的单层板简化为三维正交各向异性材料。
采用有限元方法对单向拉伸载荷下含金属预埋件层合板进行了应力分析,给出了单层板各主方向应力分布和
金属预埋件的VON MISES 应力分布。基于复合材料单层板的最大应力强度准则给出了两种分析模型的极限
载荷。分析结果表明,两种预埋件层合板模型的首次破坏均发生在90°铺层,破坏模式均为树脂基体拉伸断
裂。圆柱形预埋件层合板的损伤位于中心孔边约12 点钟位置,阶梯形预埋件层合板的损伤位于铺层与金属预
埋件台阶面边缘约6 点钟位置。由于不连续纤维含量较大,阶梯形预埋件的极限载荷比圆柱形预埋件小
18． 03%。

摘要:以聚丙烯腈预氧化纤维针刺毡为预制体,经碳化后采用CVI 和树脂浸渍(IR)工艺制备出不同密
度的多孔C/ C 预制件,然后采用气体压力浸渗方法制备了C/ C-Cu 复合材料。采用氢氧( H2 -O2 ) 焰对C/ CCu
的烧蚀性能进行测试考核。结果表明:以密度为0. 99 g/ cm3 的C/ C 预制件制备出的C/ C-Cu 复合材料的
线烧蚀率和质量烧蚀率均小于密度为1. 9 g/ cm3 的C/ C 复合材料,其烧蚀性能良好;在烧蚀过程中C/ C-Cu 的
铜基体的熔化吸收了大量的热量,降低了材料的表面温度,提高了材料的抗烧蚀性能;烧蚀机制主要是热氧化
烧蚀和机械冲刷的综合作用。

摘要:采用铸造—轧制—稳定化退火技术制备了Sc 含量为0. 10wt%和Er 含量为0. 25wt%的两种Al-
Mg 合金薄板,研究了不同处理工艺下两种合金板材拉伸性能、剥落腐蚀性能和显微组织的变化规律。结果表
明,两种合金冷轧板材稳定化退火过程中拉伸性能有相同的变化规律,即随着退火温度升高,板材强度下降而
塑性升高,Sc 含量为0. 10wt%的合金350℃ /1 h 退火仍然表现出很强的抗退火软化能力,而Er 含量为0． 25%
的合金当退火温度高于280℃后迅速软化;300℃ /1 h 退火条件下,含Sc 合金和含Er 合金的抗拉强度、屈服强
度和伸长率分别为424 MPa、314 MPa、18. 3%和350 MPa、177 MPa、29. 1%;与此同时,随退火温度的升高,板
材抗剥落腐蚀的能力也表现出相同规律性的变化,即200℃ /1 h 左右退火时剥落腐蚀最严重,随着退火温度升
高,腐蚀抗力增加,两种合金板材经280℃以上1 h 稳定化退火后,合金板材可以获得较好的抗剥落腐蚀性能;
其次,与Sc 含量为0. 25wt%的5B70 合金相比,研制的Sc 含量为0. 10wt%合金综合性能接近5B70 合金,而这
种合金的Sc 含量只有5B70 合金的40%,能显著降低合金的制造成本,预示着低Sc 含量的合金在航天领域有
良好的开发应用前景。

摘要:采用预浸法缠绕工艺制备了F-12 纤维/ 氰酸酯树脂基复合材料NOL 环、层合板和Ф150 mm 压
力容器,研究了F-12 纤维/ 氰酸酯复合材料的力学性能以及断口微观形貌。研究结果表明,F-12 纤维/ 氰酸
酯复合材料的层间剪切强度≤35 MPa,Ф150 mm 压力容器特性系数PV / Wc 值达到34. 22 km,纤维强度转化率
达到70. 22%,断口破坏形式以F-12 芳纶纤维撕裂和微纤化为主。

摘要:采用非等温DSC 法对低共熔点芳胺固化剂/ 环氧E44 体系进行了固化动力学研究,通过Kissinger
、Ozawa 和Crane 方法获得了该体系固化动力学参数:表观活化能E =49. 2 kJ/ mol,固化反应级数n =0． 95,
频率因子A =2. 60×105s-1。固化动力学方程可表示为: dα
dt
= 2. 60 × 105(1 - α)0. 95exp( - 49200
RT ) 。初步确定
了该体系固化工艺条件为50℃ /2 h、140℃ /2 h、200℃后处理2 h。填料B4C 加入量对该体系固化过程的DSC
曲线几乎无影响。

摘要:采用静电自组装技术,以化学氧化法合成的聚邻乙氧基苯胺和水热法制备的Fe3O4 磁流体为原
料,制备了聚邻乙氧基苯胺/ Fe3O4 复合薄膜,并采用SEM、FT-IR 和矢量网络分析仪等手段表征了复合薄膜的
形貌及电磁参数随频率的变化关系,对其微波吸收性能进行了初步研究。结果表明:制得的复合薄膜呈片状结
构,吸波性能主要靠磁损耗,且在较低频率范围(8 ~10 GHz)内,薄膜厚度d 为3. 5 mm 时吸波效果较佳,反射
率最低可达-11. 5 dB;在较高频率范围(10 ~12. 5 GHz)内,d 为2. 5 mm 时吸波效果较佳,反射率最低为-10. 4
dB。

摘要:采用碳纤维复合网胎针刺预制体,通过溶液浸渍工艺制备了碳纤维增强C/ C-SiC 和C/ C-SiCZrB2
陶瓷基复合材料,并对材料的力学、热物理和烧蚀性能进行了分析对比。结果表明:针刺C/ C-SiC-ZrB2
复合材料的面内弯曲强度、厚度方向的压缩强度、层间剪切强度分别为199、274 和19. 3 MPa,各性能均低于对
应的针刺C/ C-SiC 复合材料。针刺C/ C-SiC-ZrB2 材料与针刺C/ C-SiC 材料相比,热导率得到大幅度提高,
而线胀系数略微有所降低。2 500 K、600 s 风洞试验后,针刺C/ C-SiC-ZrB2 复合材料表现出良好的抗氧化烧
蚀性能,质量烧蚀率约0. 4×10-4g/ s。

摘要:采用化学镀法在石墨基体表面沉积出Ni-Fe-P 合金催化剂,通过SEM、XRD、EDX 对合金催化剂
进行分析表征。通过CVD 法,以热处理后的Ni-Fe-P 合金作为催化剂,噻吩为助催化剂,乙炔为碳源,反应温
度为650℃条件下成功制备出螺旋碳纤维。研究发现所得产物全部为尺寸、形貌规整的双螺旋碳纤维,纤维长
度达到毫米级,螺旋直径及单根纤维直径分别为2 ~3 μm、0. 5 ~0. 8 μm。

摘要:以丙烯腈、甲基丙烯酸为主单体制备AN/ MAA 型高密度PMI 泡沫塑料,探讨了发泡剂用量、发泡
温度和发泡时间对PMI 泡沫塑料密度的影响规律,研究了高密度PMI 泡沫塑料的微观结构、力学性能和10
GHz 的高频介电性能。结果表明,调控发泡剂用量为1 ~5 phr、发泡温度170 ~180℃、发泡时间40 min,可制备
出密度为150 ~450 kg/ m3 的高密度PMI 泡沫塑料,随着其密度的增大,泡棱变粗、泡壁变厚、泡孔平均孔径变
小;其拉伸、压缩强度显著增加,并与理论计算值基本一致;高频介电常数和介电损耗呈近线性规律增大。

摘要:将碳纳米管经过纯化、敏化、活化处理后,采用化学镀方法制备镀镍碳纳米管,利用DSC 分析出
合适的热处理温度,然后在惰性气体保护下进行退火处理。利用TEM、EDS、XRD 对退火前后镀镍碳纳米管的
形貌、元素组成、结构进行表征。结果表明:碳纳米管表面被成功镀上了一层镍磷合金,热处理后镀层更光滑,
并发生晶化反应得到晶态镍,使得电磁性能得到较大提升。电性能测试表明,镀镍碳纳米管的电导率为450 S/
m,热处理后提高到1 400 S/ m。磁性能测试表明,镀镍碳纳米管热处理前后均表现为软磁性,热处理前饱和磁
化强度为2. 753 emu/ g,热处理后提高到11. 254 emu/ g。

摘要:对2219 铝合金进行了双轴肩搅拌摩擦焊工艺试验,详细分析了焊缝成型、接头组织形态及力学
性能。结果表明:2219 铝合金双轴肩搅拌摩擦焊缝正反面成型美观,内部无缺陷,几乎无焊缝减薄。接头宏观
形貌呈典型的“哑铃型”,焊缝上下表面宽,中间略窄。从显微组织角度看,接头的焊核区、热机影响区、热影响
区等组织特征与常规搅拌摩擦焊相似。双轴肩搅拌摩擦焊接头显微硬度分布趋势与常规搅拌摩擦焊接头相
似,均为典型的“W”型,但双轴肩搅拌摩擦焊接头不存在各层异性。接头力学性能试验表明:双轴肩搅拌摩擦
焊接头抗拉强度达到了318. 3 MPa,延伸率为5. 5%。接头断口形貌呈典型的韧性断裂。

摘要:以混合环氧树脂E-51 和TDE-85 为基体树脂、复合芳香胺为固化剂,采用砂芯模、缠绕等成型
工艺,制作的Φ200 mm 复合壳体,特性系数PV / W 为32. 3 km。水压爆破试验结果表明,所设计的碳纤维复合
材料发动机壳体满足设计性能指标要求。

摘要:采用PCD 刀具对碳纤维复合材料(CFRP)进行了镗削加工试验,分析了切削用量对切削力、孔出
口撕裂因子(撕裂值与孔直径的比值)的影响规律。试验结果表明,三向切削力随背吃刀量、进给量、切削速率
的增大而增大。经分析认为,切削速率的增大引起待加工材料的屈服应力增大。由于刀尖圆弧半径较大,试验
中出现背向力大于主切削力的现象;撕裂因子与背吃刀量基本无关;进给量与撕裂因子呈线性正相关;当切削
速率增大时撕裂因子呈减小趋势,并且减小到一定程度后基本不变;采用PCD 刀具镗削加工该材料能够有效
地减小孔出口撕裂程度。

摘要:以焊接无铅BGA 器件为目的,在三种主要焊接工艺方法中选择有铅焊料焊无铅BGA 的工艺方
法。通过调整回流焊炉各温区参数,得到适用于这种工艺方法的温度曲线,并通过外观、X 射线、染色与渗透、
剪切力、金相剖切对焊接质量进行分析。分析结果表明:该工艺方法焊接的无铅BGA 焊点外观符合目检要求;
X 射线下没有发现焊点的明显缺陷;环境试验后,焊点的剪切力符合标准要求;染色试验未发现被染色的焊球;
焊点的金相图显示结合处焊接良好,且满足合格焊点的金属间化合物厚度要求(0. 5 ~50 μm),这种工艺方法
能够较好的完成无铅BGA 器件的焊接,有一定的应用价值。

摘要:根据激光全息术的基本原理,利用CCD 分别记录C/ C 复合材料试样弯曲状态变化前后的全息
图,分析材料弯曲应力状态下表面的干涉条纹图样,通过测量干涉条纹图样中相同相位条纹的渐近线之间的夹
角,求出C/ C 复合材料的泊松比。试验证明该方法简单易行,数据可靠,是一种有效测量C/ C 材料泊松比的方
法,激光全息术测得轴棒法C/ C 材料、针刺C/ C 材料、毡基C/ C 材料泊松比分别为0. 196、0. 183、0. 040。

摘要:空间的热真空环境是造成光电子器件胶接材料性能退化和放气污染的重要因素。为此,考察了
几类典型胶接材料的热真空老化和热真空挥发特性,分析了热真空老化后的力学性能变化及真空挥发产物的
主要来源,并对热真空挥发预处理方法进行了验证。结果表明软质的硅橡胶与硬质的环氧树脂胶和丙烯酸树
脂胶相比有着更大的质量损失,且含有端羟基的缩聚型硅橡胶和环氧树脂胶真空老化后的模量变化较大。通
过真空预处理可以作为降低固化胶真空挥发产物来源的一种有效手段。可为宇航用光电子器件胶接材料的设
计选型提供参考依据。

摘要:阐述了产品生产中,通过可预见性的模型计算与数字拟合装配、气动外缘公差尺寸链的分析,制
定零件公差状态、调整工装设计补偿量、进行数字化工程数据控制,进而在装配过程中采用多种数字化手段:如
激光跟踪仪的使用,CATIA 的现场数字拟合产品零件最优装配等,进行数字装配时的工艺补偿。此种装配方
案能够减少或避免干涉,确保按规范要求顺利完成复合材料结构件的装配;降低了组件的超差率,从而节省产
品的生产成本;减少了装配过程中的误差累积,能够把产品的气动外形控制在设计要求公差的十分之一。

摘要:利用Gleeble-1500 热模拟试验机对300M 超高强钢进行了热压缩试验,建立了材料流变应力模
型;采用DEFORM 3D 有限元软件对300M 超高强钢起落架外筒模锻件锤锻成型过程进行了数值模拟,研究了
不同工艺参数对锻件成型的影响。结果表明:模锻件在1 100℃始锻温度下,经三火成型填充完全,锻件平均应
力228 MPa,平均应变1. 51。

摘要:通过对TC21 钛合金进行高速铣削加工试验,测量不同切削参数下的表面粗糙度。采用正交方
法来安排试验和极差分析法对实验数据处理,分析了不同切削参数对粗糙度的影响。其中对TC21 钛合金表
面粗糙度影响最为显著的因素是每齿进给量,其次为切削深度和切削速率,最后为切削宽度。通过对粗糙度影
响机理分析在加工中宜采用较小的进给量和切削深度、较大的切削速率和切削宽度。

摘要:为满足载人飞船返回舱的温度要求,需要在返回舱外壁喷涂S781 热控涂层。若采用分区喷涂的
方式,在搭接区域会出现色差。本文对S781 热控涂层搭接色差进行了特性分析,并进行了不同温度、间隔时间
和基材的验证试验。结果表明:色差是由于分区喷涂间隔时间大于涂层的表干时间引起的。分区间隔时间为
1 min 时没有色差,间隔时间越长,色差越明显;温度较高时,表干时间变短,色差更明显,且会出现大颗粒现
象。将喷涂温度控制在20℃左右,分区间隔时间小于2 min,可以有效的减弱或控制色差。提出了一种返回舱
热控涂层喷涂改进方法,可以有效的减弱色差。