摘要:为应对空间特殊服役环境，航天材料研制、保证和使用单位已在材料设计、材料加工、材料评价和材料使用方面开展了大量工作。在此基础上，本文首先对我国航天材料的选型要求进行了分析，接着对航天材料、航天材料飞行试验、空间材料科学、航天材料空间环境适应性等概念进行了辨析，并提出了航天材料工程学的概念，进而对航天材料工程的各个组成部分的关联性进行了阐述。最后，为满足未来空间技术发展需求，在总结和借鉴国内外航天材料工程发展经验的基础上，从规划、研发、试（实）验、评价、选用、数据服务等角度，设计构建了具有航天领域特色的航天材料工程体系。

摘要:针对带筋板的超声波喷丸成形，采用正交试验法研究了撞针速度、撞针直径、成形轨迹间距、喷丸区域宽度对带筋板超声波喷丸成形弧高值的影响，得出最佳参数组合方案，并以此作为样本数据，建立多元回归分析数学模型。通过实验验证模型的准确性，试验数据和回归分析数据相符较好，可以用回归分析的数学模型来预测喷丸弧高值，提高工艺设计效率。

摘要:利用聚多巴胺（PDA）优异的黏结性能对镀银玻璃微球（SiO₂/Ag）进行表面改性，在不影响导电硅橡胶的导电性的前提下，提高导电硅橡胶的力学性能。结果表面，PDA改性能够提高SiO₂/Ag在硅橡胶中的分散性，控制反应时间能够实现PDA层厚度可控，从而实现导电硅橡胶导电性可控。改性反应时间为8 h时，SiO₂/Ag填充的导电硅橡胶的Payne效应，损耗角正切（tanδ），正硫化时间（T₉₀），静态接触角达到最小，拉伸强度最大，电学性能符合应用标准。

摘要:以纤维皱曲此类典型铺放缺陷为研究对象，研究了预浸料-热压罐工艺过程中复合材料铺放缺陷的演变规律，并对其固化后成形质量及力学性能进行对比分析。研究表明：较短预浸料铺贴及适中的固化压力，有利于提高固化过程中纤维顺应性及试件平整性，可有效弱化纤维皱曲此类铺放缺陷；本实验条件下，70 mm复合材料试片在0.4 MPa固化压力下对铺放缺陷的改善效果相对最显著，固化后试片可获得相对较高的力学性能。

摘要:以PAN预氧化纤维整体毡为增强体，经碳化、等温CVI致密化后制备多孔的C/C复合材料预制体，利用气体压力浸渗法将Cu引入C/C预制体中制备C/C-Cu复合材料。采用氢氧（H₂-O₂）焰考核C/C-Cu复合材料的烧蚀性能，经扫描电镜和电子能谱对不同烧蚀区域的微观结构和成分进行分析，结果表明：预制体密度为0.96 g/cm³的C/C-Cu复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为4.75 μm/s、0.223 mg/s，烧蚀性能优良；其烧蚀表面具有不同的宏观形貌，在烧蚀中心区产生了明显的凹坑，主要烧蚀机制为C/C预制体的氧化和铜基体的机械冲刷；烧蚀过渡区聚集了大量的铜基体，其烧蚀机制为Cu的热氧化和机械冲刷；烧蚀边缘区材料表面变黑，主要因为C/C的氧化。为了提高C/C-Cu的烧蚀性能，需要发挥C/C预制体的"钉扎"作用，阻止Cu在高温下被气流冲刷而发生流动。

摘要:采用芳纶短纤（AF）和芳纶浆粕（AP）对聚氨酯泡沫进行增强，制备了两种增强聚氨酯泡沫，考察了其的泡孔结构、压缩强度以及热稳定性能。结果表明：随着芳纶纤维和浆粕填充量增加，聚氨酯泡沫的密度和压缩强度呈先增加后减小的变化趋势；当AF和AP的填充量为6wt%时，聚氨酯泡沫底部的压缩强度最大，分别为0.394和0.353 MPa，此时发泡过程中黏弹性增加，表面张力减小导致泡孔孔径明显变小且均匀性提高，纤维分布在泡棱上通过与树脂形成良好的结合起到增强效果；AF和AP的加入有助于提高聚氨酯泡沫的热稳定性，AF增强聚氨酯泡沫具有更好的热稳定性。

摘要:为了制备高效轻质兼备优异的电磁屏蔽性能及力学性能的复合材料，本研究以酚醛树脂为基体，碳纤维为填料，经高温碳化制得了碳纤维添加酚醛树脂基碳泡沫。探究了碳纤维含量对复合材料的结构、电磁屏蔽效能及力学性能的影响。结果表明，碳纤维可以有效改善碳泡沫的泡孔结构，当碳纤维含量为3wt%时，泡沫基体的泡孔达到小且均匀的状态，平均泡孔直径为150 μm，同时碳纤维可以有效提高碳泡沫的电磁屏蔽效能，当碳纤维含量为3wt%时，复合材料的压缩强度和弯曲强度分别达到了4.41和3.85 MPa，比纯碳泡沫分别提高了60.3%和71.8%。当碳纤维含量为5wt%时，碳泡沫对频率为8~12 GHz的电磁波的平均屏蔽效能达到35 dB。

摘要:为了减小震动冲击对人体的伤害，本文制备了一种具有缓冲作用的剪切增稠凝胶（STG），对其红外和流变性能进行了初步研究，将STG与聚氨酯泡沫（PU）结合提高泡沫的抗冲击性能，通过扫描电镜观察复合前后聚氨酯泡沫的微观形貌。结果表明：B原子顺利地引入硅氧烷链中；有明显的蠕变和剪切增稠性质；STG已经均匀的附着在泡沫泡壁上，并显著提高了聚氨酯泡沫材料的抗冲击性能，当速度达到9 m/s时，纯PU的剩余载荷约为3.6 kN，STG-PU的剩余载荷仅为1.7 kN左右，剩余载荷的减少量达到了53%。

摘要:以正丙醇锆为锆源、蔗糖为碳源制备ZrC溶胶体系，研究了溶剂中水含量对体系胶粒大小、凝胶时间、干凝胶碳热还原产物的物相及粒径大小的影响。同时也对加水之后形成干凝胶的碳热还原过程及碳锆摩尔比进行了详细探讨。结果表明：当C与Zr的摩尔比（记为C/Zr_mol）为7、醋酸和水溶剂的体积比为5：1时，制备出室温下可稳定存在的ZrC前驱体溶胶，Zeta电位约为18.7 mV。此干凝胶在1 700℃下经碳热还原后可得到平均粒径约为240 nm的ZrC粉末。

摘要:针对透波性Si₃N₄陶瓷铣削加工过程中易出现边缘破损现象，通过不同铣削深度实验研究了边缘破损类型、产生位置以及切深对边缘破损影响，并分析了边缘破损产生机理，最后提出了边缘破损控制方法。结果表明：当切深为0.4~0.8 mm时，边缘破损主要集中于出口棱边和入刀侧边；且脆性域加工过程中随着切深的增加，边缘破损程度呈现增大趋势；降低切深至≤ 0.3 mm且采用跟随周边走刀方式，并保证入刀处刀尖线速度方向与进给方向夹角不小于90°，可以有效控制边缘破损。研究为提高透波性Si₃N₄陶瓷铣削加工表面质量提供了技术支撑。

摘要:开展了航天贮箱用2219-T87和2219-T852铝合金变极性钨极氩弧焊接研究，通过拉伸试验确定了接头力学强度薄弱区，对接头焊缝晶粒特征、晶界偏析及强化相分布等微观组织分析，阐明接头力学性能弱化及断裂机制。结果表明，接头在-196℃低温条件下平均抗拉强度为314 MPa，平均延伸率为5.68%，接头力学强度薄弱区为2219-T852侧熔合区。在拉伸过程中，接头背部焊缝打底层边缘首先发生起裂，沿熔合区向上扩展，最终断口呈现混合断裂模式。微观组织分析表明，在接头力学强度薄弱区，组织为非均匀过渡混合晶粒特征，晶界偏析造成的沿晶共晶相呈粘连网状分布，基体强化相大量溶解与粗化，共同导致了接头强度和塑性的显著下降。

摘要:开展了丁羟三组元固体推进剂燃烧工况下几种不同工艺的氧化锆热障涂层烧蚀、隔热性能研究。通过正交试验，揭示了氧化锆热障涂层烧蚀、隔热性能影响因素（基体厚度、粘接层种类、面层种类及面层厚度）之间的主次关系，将为后续氧化锆热障涂层应用于固体火箭发动机领域提供了设计依据。

摘要:以氧化铝纳米隔热材料为研究对象，开展了湿热、盐雾和霉菌对材料的性能影响研究。结果表明：湿热环境下，密度为0.45 g/cm³的材料室温下热导率由0.031 W/（m·K）增加到0.047 W/（m·K）；盐雾环境下，热导率由0.031 W/（m·K）显著增加到0.136 W/（m·K）；霉菌环境下，热导率基本保持不变为0.031 W/（m·K）。分析了材料表面与上述环境的相互作用，发展了材料表面防潮技术。经防潮后的氧化铝纳米隔热材料疏水性显著提高，接触角均超过90°。再经贮存环境试验考核，发现材料基本不受湿热、盐雾和霉菌的影响。

摘要:为获得大型复合材料臂杆刚度特性用于结构动力学仿真，采用有限元建模和试验测试两种方法，分别得到试验件一阶模态频率与弯曲及扭转刚度。分析结果与试验结果并不吻合，对产品刚度降低原因进行了分析，不良成型工艺和纤维打断对复合材料产品的刚度特性有着较大的影响。

摘要:搭建空气耦合超声探头声场的指向性测量系统，考察4种型号的空气耦合超声探头声场的指向性。对预制分层缺陷的复合材料试样进行检测，分析了声场对检测结果的影响。结果表明，低频率、平探头的声场能量高，指向性较差，而高频率、聚焦探头声场能量低，指向性好，检测横向分辨率高。在保证穿透能力的前提下，应尽量选择后者。根据探头声场分布情况，合理调整检测距离，使被检材料位于探头的焦区内，也能够提高检测灵敏度。

摘要:在不同的工艺参数下用硬质合金麻花钻分别对碳纤维复合材料板和碳纤维复合材料板/钛合金叠层板进行钻孔，对钻孔过程用Abaqus有限元软件进行三维仿真，对比仿真和试验结果的轴向力和制孔效果。结果表明，在保证制孔的质量的前提下，选取合理的工艺参数，得到叠层材料制孔的工艺参数的优化结论。

摘要:使用硬质合金刀具对钛合金TB6进行正交铣削实验，对比分析不同切削参数下的刀具磨损情况，并用实验结果进行回归分析得到刀具磨损的回归公式。结果表明：刀具主要磨损在后刀面，其磨损大都呈现一条带状磨损带，在速度增大时大磨损带变长，刀具易发生脆性破损，且在刀具表面会出现钛合金粘连；对刀具耐用度的影响大小依次为切削速度、进给量、切削宽度和切削深度；刀具磨损回归方程具有良好的回归方差，能够很好的对刀具寿命进行预测。

摘要:采用自主磨制的阶梯钻对碳纤维复合材料/钛合金叠层板进行钻削磨损试验，并与普通麻花钻进行对比，分析了阶梯钻刀具磨损过程。实验结果表明：阶梯钻主要磨损区域为横刃、第一后刀面和第二后刀面，其中第二后刀面磨损最为严重，相比普通麻花钻，阶梯钻产生的钻削力更小，阶梯钻刀具寿命远远高于普通麻花钻。

摘要:基于传统VARI工艺开发了一种可以满足航空复合材料构件大规模生产需求的新型低成本液体成型技术。采用了多种工艺措施确保注胶口和出胶口处树脂压力和树脂流动控制，对比试验表明，采用新型液体成型技术所制备的复合材料层合板厚度均匀性能够接近预浸料/热压罐成型的复合材料层合板的水平。采用新型液体成型技术所研制的民机副翼结构件具有良好的外形和内部质量，可以满足航空复合材料结构的应用需求。