摘要:热防护技术是决定高超声速飞行器设计成败的关键要素。 高超声速飞行器不同部位将承受不
同的力、热载荷,需选择不同的热防护方案。 以 HTV-2、X-37B 和 NASA 的亚轨道运输飞行器为例,系统介绍
三类典型高超声速飞行器采用的热防护方案,并揭示了热防护技术的最新进展。 未来,材料工艺技术的发展和
创新型热防护方案的研发,将进一步提升热防护系统的技术成熟度和适用范围,为各类高超声速飞行器的设计
研制提供重要的能力保障。

摘要:简要介绍了高超声速飞行器控制面的气动热环境特点,在此基础上,从热管理的角度对各种类型
的热防护方案分别进行分析,论证了高超声速飞行器控制面采用热结构方案的合理性;并对高超声速飞行器控
制面热结构方案的特点和进展、改进热结构的途径进行了综述和分析

摘要:针对高超声速飞行器控制面研发手段中极其重要的地面试验技术,以 X-37 轨道飞行器为例,介
绍了国外的最新研究进展和关键技术解决途径,以及指导地面试验研究的方法,并针对控制面方案在评估和鉴
定中必不可少的高温模态试验,进行了综述和分析。

摘要:保形烧蚀材料基于酚醛浸碳烧蚀材料而发展,主要为未来火星的进入、下降和着陆系统的防热而
研发。 本文简要回顾了酚醛浸碳烧蚀材料的发展及运用,对保形烧蚀材料的应用需求进行了介绍,主要描述了
保形烧蚀材料的定义、研制过程及相关气动热试验。

摘要:柔性热防护系统为高超声速充气气动减速器的防热需求而发展,主要为大质量地球再入及未来
火星的进入、下降和着陆系统的防热而研发。 本文介绍了美国针对高超声速充气气动减速器已经进行和正在
策划的飞行试验情况以及火星进入、下降和着陆系统对柔性热防护系统的使用热环境需求。 对柔性热防护系
统的基本组成进行了介绍,详细描述柔性热防护系统的相关热考核试验。

摘要:综述了高性能发动机用铼铱材料的基本性能、制备工艺以及应用现状。 铼材料具备优异的高温
力学性能,作为燃烧室基材使用,铱材料具备优异的高温抗氧化性能,作为铼基材表面防护涂层使用,许用工作
温度高达 2 200℃,而铱涂层失效主要由于铼扩散至表面发生氧化,因此涂层厚度及致密性是影响涂层寿命的
关键因素。 铼铱材料制备均有多种工艺可以实现,包括化学气相沉积、物理气相沉积、粉末冶金、熔盐电铸等,
其中美国采用 CVD 工艺制备的铼铱材料 445 N 发动机 R-4D-14 成功应用于休斯通讯 702 卫星,国内采用粉
末冶金和物理气相沉积制备的铼铱材料燃烧室通过了 25 000 s 试车考核。

摘要:分析了 X 射线 CT 技术的基本原理和成像模式,综述了 X 射线 CT 技术在 C/ C 复合材料的密度
测量、孔隙率、孔隙形状和分布等量化表征中的应用。 同时介绍了 X 射线 CT 图像在 C/ C 复合材料力学性能预
测和裂纹扩展规律研究中的应用。

摘要:根据结构特点和受力特性,研制了一种全复合材料主承力梁结构。 给出了主梁的铺层设计,详述
了其成形工艺。 基于 MSC. Patran/ Nastran 建立了主梁有限元分析模型,采用线性求解器对多级载荷作用下的
主梁进行了静强度分析,给出了结构应变与位移结果。 同时设计了强度试验方案,对主梁结构进行了静强度试
验验证,采集了应变与位移信息,确定了结构的响应。 结果表明,全复合材料主承力梁结构满足强度设计要求,
为复合材料应用于主承力结构提供了依据。

摘要:为了研究纤维柱增强复合材料夹芯结构静态压陷力学行为,通过李兹方法与叠加原理相结合,建
立全新的纤维柱增强复合材料夹芯结构的压陷力学模型,该模型回避了计算结构应变能的困难。 通过理论计
算可以得出,与传统泡沫夹芯结构相比,纤维柱增强复合材料夹芯结构很大程度上限制了压陷区的扩展,降低
了结构的压陷损伤,有效提高了结构的剩余强度。

摘要:利用 MDI 与 PTMG-2000 制备聚氨酯预聚体,对聚(异氰脲酸酯-噁唑烷酮)树脂(PISOX)进行
增韧改性:考察不同 I/ E、不同预聚体添加量的树脂浇铸体力学性能的变化;并对最优配方进行复合材料力学
性能测试和 DMTA 测试,比较改性前后复合材料力学性能和耐热性能的变化;利用 SEM 观察改性前后微观形
态的变化,推测增韧机理。 结果表明,I/ E=1. 8、添加 15%预聚体时树脂浇铸体综合力学性能最优,弯曲强度、
弯曲模量、冲击强度分别为 60. 92 MPa、2 295 MPa、6. 40 kJ/ m 2 ;利用该基体制备复合材料,具有比未改性体系
更优异的力学性能和界面性能,且聚氨酯预聚体的引入对树脂在高温下的耐热性能没有明显影响,其玻璃化转
变温度均在 258℃左右;对比改性前后体系固化物的微观结构,改性后的体系呈两相结构,橡胶相起到吸收冲
击能和终止裂纹的作用,有效地提高了材料的韧性。

摘要:以不同质量比 SiC/ ZrC 有机前驱体混合溶液为浸渍剂,采用前驱体浸渍裂解法(PIP)制得 C/ C-
SiC-ZrC 复合材料。 对 C/ C-SiC-ZrC 复合材料的组成、微观结构及烧蚀性能进行了分析和测试,探讨了 SiC/
ZrC 前驱体配比对复合材料烧蚀性能的影响。 结果表明,随着 ZrC 含量的增加,复合材料的质量烧蚀率和线烧
蚀率呈现出先减小后增大的趋势。 采用质量比为 1 ∶3 的 SiC/ ZrC 前驱体混合溶液制备的 C/ C-SiC-ZrC 复合
材料具有相对较好的烧蚀性能,试样在氧乙炔焰下 3 000℃烧蚀 20 s,其质量烧蚀率和线烧蚀率分别为-0. 65
mg/ s 和 21 μm/ s。 SiC-ZrC 复相陶瓷中 ZrC 含量过低或过高均不利于提高其氧化稳定性,而 ZrC 含量适中的
SiC-ZrC 复相陶瓷具有较好的氧化稳定性。

摘要:以陶瓷前驱体树脂为成膜物,以过渡金属氧化物和硼化物为填料,采用空气喷涂工艺在镍基高
温合金和 C/ C 基材上制备出了高温散热性能好、抗热震性好的高温高辐射涂层,并用 DSC-TG、光学显微镜和
风洞对涂层性能进行表征。 结果表明:该涂层室温 ~827℃发射率达到 0. 85 ~0. 92,827℃ ~ 室温抗热震循环
20 次后涂层不剥离、不脱落;该涂层在 290 kW/ m 2 冷壁热流、300 s 时长的风洞考核条件下,可将镍基高温合金
基材温度从 686℃降到 646℃,降温 40℃。

摘要:采用热塑性酚醛树脂溶液浸渍碳毡,经过溶胶-凝胶反应和常压干燥后,制备出一系列不同密度
的酚醛浸渍烧蚀体(PICA)(0. 27 ~0. 47 g/ cm 3 )材料,并系统研究了不同密度的 PICA 碳化前后微观形貌、力学
性能及隔热性能的变化规律。 结果表明:PICA 具有典型的碳纤维增强酚醛气凝胶复合结构。 不同密度的 PI-
CA 均具有优异的力学性能和隔热性能,且弯曲强度为2. 2 ~16. 5 MPa,热导率为56 ~62 mW/ (m·K)。 在密度
为 0. 40 g/ cm 3 时,PICA 弯曲强度最大,热导率最低。 进一步通过 1 000℃高温处理之后,相应的 C-PICA 材料
仍然表现出轻质、高强、低热导率的特征

摘要:利用大气等离子喷涂在 C/ SiC 复合材料表面制备 BSAS 涂层,并研究涂层的高温抗氧化性能。
结果表明:包裹有 BSAS 涂层的复合材料在 1 400℃下抗氧化性能良好,120 h 后,样品失重率仅为复合材料自
身失重率的 1/7。 1 400℃下热循环 300 h 后涂层剥落失效,同时发现 BSAS 涂层由六方相生成单斜相。

摘要:为探究 1420 铝锂合金自冲铆接头的力学性能,本文采用自冲铆连接设备对 1420 铝锂合金
(AL1420)同种及其与铜合金(H62)异种板材组合进行铆接,并通过拉伸-剪切试验测试接头的力学性能,运用
SPSS 数据分析软件对接头的最大载荷和最大位移量进行分析。 结果表明:AL1420-AL1420 和 AL1420-H62 两
种接头的失效形式皆为铆钉从下板拉脱,铆钉头与上板接触区域出现不同程度撕裂;H62-AL1420 接头除铆钉
从下板拉脱,铆钉头与下板接触区域仅出现凹陷。 AL1420-AL1420 接头最大载荷最高(6 026. 8 N),能量吸收
性能最好(16. 84 J)。 对于异种板材组合,H62-AL1420 接头的最大载荷(5 304. 0 N)大于 AL1420-H62 接头(5
229. 3 N),AL1420-H62 接头的能量吸收值(16. 79 J)大于 H62-AL1420 接头(15. 08 J),异种板材铆接时则优
先采用能量吸收性能较好的 AL1420-H62 搭接形式。