摘要:综述了天线罩用宽频透波材料的发展现状,分析了影响透波材料性能的因素,系统讨论了宽频透
波天线罩的制备方法。研究指出介电性能是评价材料透波性能的一个重要标准,选用低介电材料和提高材料
孔隙率可实现材料宽频透波,新的介质材料的开发和研究将是今后天线罩制造技术发展的一个主要发展方向。

摘要:以铁氧体复合吸波材料为例,概述了吸波材料发展趋势;介绍了两种新型隐身材料(碳纳米管复
合吸波材料和左手材料)的发展现状,并对我国吸波材料的发展提出一些建议。

摘要:介绍了C/ C 复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机
用螺旋形状碳布铺层的2D-C/ C 扩张段、固体助推器及固体运载用3D-C/ C 喉衬。2D-C/ C 扩张段采用黏胶
丝基碳纤维成型,M-V 固体运载一级发动机C/ C 喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化
致密,外径囟1 100 mm,密度达1. 95 g/ cm3。C/ C 复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是
未来的发展方向。

摘要:以美国航天用C/ C 复合材料专利申请为蓝本,研究了当前C/ C 复合材料及其应用中存在的技术
问题、采用的技术手段,剖析了提高C/ C 复合材料抗氧化、耐高温、致密化、防裂解等性能的重点工艺。为进一
步推动C/ C 复合材料在航天领域的应用提供专利情报参考。

摘要:基于多层隔热材料稳态辐射导热耦合传热提出一种多层隔热材料热设计方法,可以根据反射屏分
布规律实现多层隔热材料热设计,给出最优反射屏数目和每层隔热材料的厚度。采用提出的热设计方法开展了
热设计算例研究,结果表明:对按照层等温降和层等厚度规律设计的多层隔热材料,等厚度规律设计比等温降规
律设计更能降低隔热材料的总质量,研究结果对多层隔热材料热设计研究具有一定的指导作用。

摘要:从纳米超级隔热材料的组成及微观结构角度分析了降低材料热导率的途径,提出了降低纳米超
级隔热材料热导率的一般原则,制备了SiO2 及SiO2 -Al2 O3 纳米超级隔热材料并对材料的孔结构进行控制。结
果表明:SiO2和SiO2 -Al2O3纳米超级隔热材料具有均匀的多孔结构,Al2 O3 的加入提高了SiO2 纳米超级隔热材
料的热稳定性,且不会破坏材料的多孔结构,室温热导率仅为0. 02 W/ ( m·K),提出了Al2 O3 改善SiO2 纳米超
级隔热材料热稳定性的机理。

摘要:基于多层多向织物复合材料的细观结构,将多层多向复合材料中不同走向的纤维束看作单向复
合材料,将具有不同材料主分的单向复合材料的刚度矩阵通过体积平均得到单层复合材料的刚度矩阵,再基于
层合板理论通过各单层复合材料刚度得到多层多向立体织物复合材料的总体刚度矩阵,从而得到其工程弹性
常数。基于所得的复合材料总体刚度矩阵,利用ANSYS 对多层多向复合材料和层合复合材料的变形进行了模
拟。通过对比模拟结果发现,多层多向复合材料具有更好的面内性能,多层多向复合材料的最大应力值约为层
合复合材料的1/2。

摘要:采用硅基针刺毡作为增强体、先后浸渍无机和有机树脂基体的两次复合工艺,可制成密度<1. 20
g/ cm3的双基体烧蚀防热材料。通过马弗炉烘烤、石英灯静态隔热、电弧风洞加热三种方式考核材料的剩余强
度、抗变形能力、隔热性能和抗冲刷能力。结果表明:该材料在有氧条件下,经马弗炉1 100益、3 000 s 烘烤,剩
余基体还有20wt%,材料仍具有一定强度;石英灯加热至1 200益,总时长1 200 s 的条件下,25 mm 厚的试样最
终背温<120益;电弧风洞考核显示,材料抗冲刷能力强,880 s 时,25 mm 厚材料背温仅有71益。

摘要:以ZrOCl2·8H2O 为锆源,通过添加乙酸(HAC)、聚乙二醇600(PEG)和甲酰胺(FA)等化学添加剂
调节溶胶-凝胶速率、胶体粒子的分散性和凝胶网络结构的均匀性,以环氧丙烷(PO)为凝胶促进剂制备ZrO2 凝
胶,再结合高温超临界干燥工艺制备出了有一定强度的、具有均匀网络结构的块体ZrO2 气凝胶。采用SEM 和
BET 等分析手段对制备的样品进行微观形貌和性能表征。结果表明:随着FA 的增加,样品孔体积和平均孔径均
减小,比表面积增大;随着PEG 的增加,样品比表面积、孔体积、平均孔径均出现先增大后减小的规律。

摘要:以陶瓷隔热瓦和纳米隔热材料为研究对象,揭示了高效隔热材料结构与性能的关系。研究结果
表明:随着密度的增加,隔热材料室温热导率和力学性能随之增加;陶瓷隔热瓦平面方向和厚度方向的结构和
性能存在明显差异;复合纳米结构后,材料的隔热性能明显提高;室温热导率从43 mW/ (m·K)降低至36 mW/
(m·K);添加少量功能添加物后,材料的高温隔热性能进一步提高,高温考核中背面温度从668益降低到
576益。同时介电常数从2. 2%增加到6. 6%;通过气相超临界工艺在材料表面接枝有机基团,材料表面疏水状
态发生显著变化,材料具备了防水和低吸潮的特性。

摘要:以自制的聚硼硅氮烷(P-SiBCN)为基体聚合物利用前驱体浸渍裂解技术(PIP)制备了二维碳纤
维增强SiBCN 陶瓷基复合材料,并对其力学性能进行了初步研究。经8 次浸渍-裂解,所得复合材料室温弯曲
强度为334 MPa,800益/ 氩气条件下弯曲强度367 MPa。该复合材料未经抗氧化防护处理情况下,800益静态空
气中氧化3 h 后,强度保留率约为60%。

摘要:采用四甲基四乙烯基环四硅氧烷(TMTVS) 与四甲基环四硅氧烷(TMS) 通过阳离子开环聚合反
应制备了含Si—H 及Si CH詤CH2 官能团的聚硅氧烷。用红外、核磁、凝胶渗透色谱及热重分析对该聚硅氧
烷进行了表征,结果表明其结构与设计相吻合,其分子量、黏度及Si—H、Si CH詤CH2 的比例可以通过改变
原料比例来调节。这种新型聚硅氧烷用作SiOC 陶瓷前驱体具有低黏度、高陶瓷产率等特点。

摘要:生物拟态SiC 陶瓷以硅溶胶浸渍木材模板或其碳模板结合碳热还原法制备,模板不同的显微结
构对SiC 多孔陶瓷的仿生合成具有显著影响。结果表明:浸渍效果取决于模板的显气孔率、孔径大小及分布均
匀性。松木的浸渍效果最好,经1 次浸渍,松木模板及其碳模板的增重率分别为66. 5wt%和76. 8wt%。经3 次
浸渍—煅烧循环,松木的增重率为156. 8%,累积SiO2 吸收量远高于柚木和连香木。模板的显微结构、循环次
数、煅烧温度影响陶瓷化程度,经3 次浸渍—煅烧(1 600益) 循环,由松木生成的C/ SiC 模板中残碳率仅为
15wt%,低于由柚木或连香木生成C/ SiC 模板的1/3。1 600益煅烧4 次循环后,由松木模板生成的SiC 多孔陶
瓷中残碳率接近零,碳细胞壁转变成SiC 多孔陶瓷细胞壁,其孔隙率为71vol%。

摘要:以整体毡为增强体,丙烯和糠酮树脂为前驱体,采用分区CVI 法和树脂浸渍/ 固化、炭化相结合
的工艺制备了厚壁C/ C 复合材料,用CT 机和偏光显微镜观察了材料的微观结构,并进行了热力学性能测试,
结果与热梯度CVI 法进行了对比。研究结果表明:分区CVI 法制备的热解碳为光滑层结构,整体密度均匀,与
热梯度CVI 工艺相比,总CVI 增密效率提高了近一半,特别是沉积后期,表现出明显的优势。同时,轴向压缩
强度提高了28. 5%;径向压缩强度提高了33. 6%。线胀系数相当。通过研究认为,分区CVI 法能很好的提高
材料的增密效率和增密均匀性,降低成本,且材料最终具有优异的热力学性能。

摘要:采用无压反应熔渗法在1 550益下将熔融Si 或Si0. 9Zr0. 1浸渗入多孔C/ C 预制体中制备了高致密
的C/ C-SiC 复合材料。系统研究了多孔C/ C 预制体中酚醛树脂热解碳(PIP-C) 和化学气相渗透碳(CVI-C)
对反应熔渗Si 或Si0. 9Zr0. 1的浸渗行为、反应程度、物相成分和微观组织的影响。结果表明:熔融Si 或Si0. 9 Zr0. 1
完全渗入到相邻碳纤维束间的大孔和碳纤维形成的小孔中,多孔PIP-C/ C 预制体较易浸渗,且反应较充分,熔
渗Si0. 9Zr0. 1后复合材料中除了生成大量SiC 外,还有少量ZrC 和ZrSi2生成,未发现游离Si。多孔PIP-C/ C 预制
体中部分碳纤维与熔体反应,损伤纤维,而多孔CVI-C/ C 预制体中的沉积碳仅与熔体反应生成了一薄层,很好
地保护了碳纤维,保持了碳纤维的高性能。提出反应熔渗制备C/ C-SiC 复合材料的形成机制:由初期的溶解-
沉淀控制和后期的C 向SiC 层扩散控制为主。

摘要:研究了CYD-128/ GA-327 环氧树脂体系在纯树脂和有玻璃纤维存在下的固化特性。结果表明:
玻璃纤维加入后使复合材料体系的表观活化能、指前因子、反应级数和反应速率常数有小幅增加;固化放热峰
面积和反应热明显下降,且下降幅度随纤维质量含量的增加而增大。纤维的加入,使得复合材料体系在相同升
温速率下的最大固化反应速率降低,固化起始温度提前,达到最大固化反应速率的时间延长,固化反应完成所
需的时间变长。在170益以前,纤维的加入对树脂体系的固化反应具有催化作用,170益以后,纤维的加入对树
脂体系的固化反应具有缓聚作用。

摘要:为了深入理解电子束固化复合材料固化成型过程中的传热行为,在电子束固化阳离子环氧树脂
的固化反应动力学研究的基础上,结合传统传热原理,建立并验证了电子束固化复合材料固化过程中的热传递
与温度分布模型。研究表明,建立的温度变化模型与复合材料实际辐射固化过程中的温度变化规律基本一致。

摘要:采用CVD 法,1 050益在三维针刺C/ C-SiC 复合材料表面制备SiC 涂层,研究稀释气体与载气流
量比分别为4 颐1 和2 颐1 制备条件下涂层的晶体结构、表面和断面的微观形貌,对比了涂层前后C/ C-SiC 复合
材料的抗烧蚀性能。结果表明:稀释气体流量降低其制备的SiC 涂层更加平整致密,与基体结合程度更好,沉
积产物均为单一的茁-SiC 结晶相。在600 s 的氧化烧蚀下,两种流量比条件下制备CVD-SiC 涂层的C/ C-SiC
复合材料的线烧蚀率比未涂层的分别降低34%和50%,质量烧蚀率分别降低70%和75%,抗氧化烧蚀性能明
显提高。

摘要:对玄武岩纤维表面进行酸刻蚀处理并浸泡铝锆偶联剂溶液,探讨酸浓度、酸处理时间和偶联剂浓
度对玄武岩纤维表面偶联剂吸附量的影响。通过FTIR 和XPS 分别定性和定量地分析纤维表面官能团及C、
O、Si、Zr 元素的变化来表征纤维表面偶联剂的吸附量。结果表明:三因素对纤维表面偶联剂吸附量的影响程
度由大到小依次为酸浓度、偶联剂浓度和酸处理时间。随着酸浓度升高,纤维表面偶联剂吸附量呈现出先减小
后增大的趋势;酸处理时间延长和偶联剂浓度增大,纤维表面偶联剂的吸附量呈现逐渐增大的趋势。当酸浓度
为3 mol/ L、处理1. 5 h、偶联剂浓度为3wt%时,偶联剂在玄武岩纤维表面的吸附量最大。

摘要:为了降低复合材料壳体封头区域的应力集中,提高壳体整体性能,对复合材料壳体薄弱区进行补
强以及采用何种方法进行补强是关键问题。本文以碳纤维椎150 mm 复合材料壳体为研究对象,以理论分析和
有限元分析为依据,分别采用碳布补强和纤维缠绕补强对壳体前后封头及赤道附近位置进行补强。试验结果
表明:纤维缠绕补强效果明显好于碳布补强,壳体特性系数由40. 3 km 提高到48. 5 km,应力平衡系数提高到
0. 95,纤维发挥强度由3 378. 1 MPa 提高到4 058. 4 MPa。

摘要:利用非稳态阶跃平面热源法对SiO2气凝胶的热参数进行了高温实验研究,获得了不同温度和压
力条件下SiO2气凝胶的热导率、热扩散率以及比热容等。结果表明,SiO2 气凝胶800益的热导率比室温增大约
62%。在相同气压且低于600益时,其热导率受比热容影响,而在高于600益时,则受热扩散率影响;在相同温
度且高于10 kPa 时,热导率亦受热扩散率影响。

摘要:利用XRD 对超高温陶瓷粉进行分析,从衍射谱图能得到各物相组成为ZrB2、SiC、ZrO2,并且采
用全谱拟合法对各物相进行定量计算。结果显示,定量分析结果的绝对误差小于2%,全谱拟合分析方法能准
确地对超高温陶瓷的物相进行定量分析。

摘要:介绍了用于毫米波段的介电性能测试的高Q 腔法和准光腔法的原理及物理模型,并分别对其进
行了仿真分析,建立了相应的测试装置,进行了空腔和石英玻璃的测试。结果表明,准光腔法要比高Q 腔法在
品质因数、可分辨的频点、样品尺寸、测试精度等方面更有优势。

摘要:为满足高超声速飞行器舱内温度要求,提出了在舵轴热短路区域使用相变材料进行热耗散的方
案。通过开展导热增强型相变材料温控试验,获得了不同试验方案对舵轴及周围金属壳体的降温效果。结果
表明,导热增强型相变材料由于良好的导热性能,能够很好地发挥相变吸热能力,对降低舵轴热短路区域的局
部高温具有显著效果;金属壳体内、外同时使用低温和中温相变装置,能够将舵轴周围金属壳体温度控制在允
许工作温度范围内(150益)。本研究可为飞行器舵轴温控设计提供指导。