摘要:随着我国首次月球采样返回和火星探测器“天问一号”任务的圆满完成，我国深空探测进入了新的发展阶段。本文首先对我国深空探测的现状和发展趋势进行了分析，进而对深空探测面临的极端温度、强太阳电磁辐射、强粒子辐射、尘与尘暴、酸性大气等环境及对深空探测任务的影响进行了梳理，进而从材料及结构的轻量化、高效热控制、可靠的辐射防护与抗辐射能力、提供可持续的能源、具有较强的耐腐蚀性能、具有较好抗尘与尘暴损伤性能、在轨组装与制造等角度梳理了深空探测对航天材料与工艺的需求，最后从轻质结构机构材料、高效热控制材料、组合辐射防护及耐辐射材料、耐腐蚀材料、耐尘与尘暴材料、高可靠能源材料、3D/4D打印技术等方面给出了深空探测材料与工艺的发展方向。

摘要:月球是深空探测的热点，也是美、欧等国家航天技术的竞技场。随着我国“绕、落、回”探月工程的成功实施，建设月球基地和月球空间站已成为新任务的论证热点，这将对材料提出新的需求和发展方向。本文在概述月球环境对航天材料的影响的基础上，分析我国未来探月工程的任务难点，并从轻量化结构、高效热管理、先进热防护、低温润滑、防尘、缓冲吸能等不同角度提出了探月工程对航天材料的新需求，最后给出了后续如何发展探月工程新材料新技术的建议。

摘要:我国深空探测任务的不断发展对航天器的防热技术提出了更高的要求，而先进的防热材料是防热技术发展的重要支撑。本文主要针对月球探测返回任务和火星探测任务，重点介绍了我国在防热材料领域所取得的研究进展，并对未来以火星与小天体探测返回、火星大气制动、以及近日探测为代表的深空探测任务中防热材料的发展和需求进行了展望。

摘要:综述了国内外空间探测器烧蚀防热材料的种类及其应用情况，美国主要包括高密度酚醛/玻璃钢、蜂窝增强烧蚀防热材料、PICA及PICA-X以及高密度碳酚醛材料等，国内则主要包括酚醛/尼龙、蜂窝增强烧蚀防热材料和NF材料，介绍了这些材料所应用的探测器、气动加热环境、防热材料性能和防热结构成型技术。总结了美国空间探测防热材料研制中出现的两次烧蚀异常及导致的探测器选材变化，可见防热材料与热环境耦合关系复杂。同时介绍了我国针对防热材料抵御异常损伤开展的部分工作。最后对空间探测防热材料的应用与发展做出了展望。

摘要:分析了深空航天器面临的复杂空间环境以及对航天用功能型复合材料的需求，系统综述了耐高低温、抗宇宙射线、电磁屏蔽等深空探测环境用功能型复合材料的研究进展，最后，展望了功能型复合材料在深空探测领域中的潜在应用。

摘要:随着我国空间探测卫星、深空探测飞行器等国家战略装备的快速发展，宇航材料的服役环境越来越苛刻，常常面临极端低温的考验。然而低温下材料的力学/物理性能和常温相比有很大差异，极低温使役环境下材料力学/物理性能评价成为人们关注的重点问题。本文着重对基于力-热能量密度等效原理而发展的深空极低温服役环境下材料屈服强度、弹性模量、理想拉伸强度、硬度等力学性能的低成本快速评价方法研究进展进行了总结和回顾；同时，介绍了力-热能量密度等效原理在低温下半导体材料的带隙能、折射率、拉曼频移，金属材料磁晶各向异性常数等物理性能的低成本快速评价方面的推广应用情况。该评价方法为实现地面实时监测在轨航天器中关键材料的主要力学/物理性能提供了有效途径，为国家高端技术装备建设中关键材料的设计、可靠性评价和实时性能监测等提供重要的手段。

摘要:温度冲击试验可模拟极端温度环境对固体发动机结构的影响。本文利用三维有限元方法，通过热-机耦合，分析了一种固体发动机喷管堵盖在温度冲击中的温度、应力和应变的变化情况。结果表明：温度冲击中，喷管堵盖内存在温差，最大可达46 ℃；存在内应力，在铝合金支撑件/EP密封件环形界面处最大，低温-50 ℃时达18.1 MPa，是堵盖最先破坏的位置；EP密封件是堵盖的最薄弱环节，粘接结构最大内应力11.6 MPa，分离结构9.1 MPa；得出了温度冲击下，影响喷管堵盖结构完整性的因素，表明选用低模量和合适线胀系数的密封材料，采用常温成型方法，脱开密封件/支撑件间环形交界面，可有效降低密封件/支撑件的内应力；含GFM/EP/铝合金喷管的真实发动机温度冲击试验结果与预估结果吻合。

摘要:采用自动纤维铺放技术生产变角度铺丝构件时，在通过平移参考路径方法获得完整铺层过程中剪丝操作将导致构件中产生间隙、重叠形式的内嵌缺陷。将参考路径设计为更具通用性和设计自由度的B样条曲线。针对开边柱面铺丝构件，通过延长参考路径、丝束等距、丝带平移、丝束剪断、缺陷定位步骤，提出了不同剪断策略下的内嵌缺陷精确定位算法，该算法适用于任意覆盖参数。最后开发了相应Matlab程序验证算法的有效性，并可视化铺丝构件中内嵌缺陷的分布情况。结果表明算法可以精确确定不同覆盖参数下内嵌缺陷的位置，可为后续有限元精细模型建立提供理论依据。

摘要:高速再入飞行器通常采用烧蚀防热材料作为外表面大面积的热防护材料。本文对两种蜂窝增强低密度硅基烧蚀防热材料的力学性能、热物理性能和烧蚀性能进行了测试，并结合试验结果对烧蚀机理进行了研究分析。结果表明，材料的密度越高、拉伸强度就越高，但拉伸模量相近；两种材料的隔热性能参数都较低。两种材料在不同热流密度条件下的电弧风洞烧蚀后退速率都较低，在部分烧蚀条件下有轻微膨胀。两种材料的烧蚀背温都较低，烧蚀表面形貌良好，能满足设计指标要求，是一种适用范围较广的烧蚀防热材料。

摘要:针对某产品的防热需求，研究了一种轻质烧蚀结构一体化材料，对其坯料（材料A）的热处理制度及预固化程度进行了研究，确定了最佳的热处理温度和时间；对材料A成型得到的轻质烧蚀结构一体化材料（材料B）的拉伸性能和热物理性能进行测试，通过电弧风洞对烧蚀性能进行考核，并对烧蚀后材料的纵向密度分布进行了分析。结果表明，添加一定的处理剂可提高材料的拉伸强度和断裂延伸率，处理剂可有效增强材料各组分的界面结合强度；材料B的热扩散率比材料C（中密度）低，在中高热流状态下，材料B烧蚀表面碳层完整致密，与材料C相比，线后退率略大，质量损失率略小，背壁温度较低，材料B具有更好的烧蚀隔热性能。

摘要:针对天问一号火星探测器耐高温大承载复合材料蜂窝夹层结构应用需求，基于材料匹配设计和工艺可行原则，提出了氰酸酯树脂体系的复合材料蜂窝夹层结构。通过比较不同后处理工艺下M40J/BS-4氰酸酯基复合材料高温层间剪切性能，发现BS-4氰酸酯基复合材料经200 ℃下3~5 h后处理可获得较佳的高温使用性能。经200 ℃下4 h后处理的M40J/BS-4氰酸酯基复合材料，在170 ℃下各项力学性能保持率均达到室温测试值的80%以上。板芯胶高温力学性能测试以及其对夹层结构高温承载性能的影响研究表明，氰酸酯体系的J-245C、J-389B两种板芯胶在温度不超过200 ℃时均具有足够协调板芯变形及传递板芯间载荷的能力，但高温下胶黏剂的性能退化会造成夹层结构刚度的退化。天问一号探测器蜂窝夹层结构典型单元在高温下的弯曲性能、侧向压缩性能测试结果表明，碳纤维氰酸酯基复合材料铝蜂窝夹层结构具备耐170 ℃高温下大承载的能力。

摘要:为满足聚醚醚酮（PEEK）应用于雷达天线、电路组件等产品的导电、焊接等功能特性，对具有极高化学惰性的PEEK进行硫酸磺化改性，并沉积Ni-P合金金属层，实现PEEK材料表面金属化。利用扫描电镜、激光共聚焦显微镜、接触角测试仪等对PEEK表面微观结构及镀镍层进行表征。磺化改性后PEEK表面呈现三维筛网状孔洞结构，且随浸蚀时间的延长，孔洞更加规则；硫酸改性后，基材表面粗糙度增大，亲水性增强。在进行化学镀镍时，Ni-P首先在三维网状孔洞结晶，并随着时间的延长，晶核二维生长至整个表面，最后生长成三维菜花状。镀层的结合强度随磺化时间的增加，焊点脱拉强度由3.2增至7.1 MPa。PEEK材料表面磺化改性及导电金属层的成功制备，可为其在雷达天线等领域的应用提供技术支撑。

摘要:介绍了一种J-159结构胶黏剂，用于太阳翼基板结构的板-芯胶接，重点进行了胶黏剂的力学性能、真空挥发性能、耐辐照性能研究，同时开展了典型件的制备及热真空循环试验。结果表明，J-159胶黏剂在150 ℃下各项力学性能保持率均＞56%，远高于常用的J-47胶黏剂，具有很好的耐高温性能。同时，真空挥发性能和耐带电粒子辐照性能满足航天器空间应用要求，制备的典型件在-105~+150 ℃热真空循环试验后，外观质量、胶接质量及其他性能均符合指标要求，能够满足卫星太阳翼基板耐150 ℃及以下空间环境的使用需求。

摘要:采用自制新型无机白色填料、无机黏结剂制备了高稳定无机热控涂层。对热控涂层的厚度、面密度、热辐射性能、真空挥发性、热循环性能、空间环境稳定性（真空-紫外、真空-质子、真空-电子、原子氧）及多种基材的适应性进行了测试与验证。结果表明：新型无机热控涂层的太阳吸收比≤0.07、半球发射率≥0.90、面密度200~360 g/m²，经过地面模拟空间环境试验后涂层的太阳吸收比退化量较小，具有优异的空间环境稳定性，适用于多种基材表面。

摘要:开展高紫外-可见-近红外反射能力热控填料的制备，研制新型低吸收比（α_S）高发射率（ε_H）无机热控涂层。以自制SBA-15和ZnO前驱体为原料通过溶剂热浸渍和高温煅烧法制备ZnO/SBA-15填料，然后与硅酸钾（K₂SiO₃）制备无机热控涂层；采用SAXD、XRD、 SEM、太阳反射光谱分析填料和涂层的性能。结果显示采用硝酸锌作为前驱体、m（ZnO）∶m（SBA-15）=3∶7、950 ℃下烧结3 h可以得到高紫外-可见-近红外反射能力的填料；ZnO/SBA-15/K₂SiO₃无机涂层的α_S为0.09，ε_H为0.91，涂层结合力等级为1级，经过100次-196~100 ℃热循环实验后，涂层无脱落和开裂现象。SBA-15改性ZnO可以获得具有高紫外反射率和低α_S的热控填料，ZnO/SBA-15填料制备的无机热控涂层同样具备高紫外反射率、低α_S和高ε_H，可以满足航天器高效散热的需求，应用前景良好。

摘要:针对火星探测器着陆巡视器减速伞筒盖结构在轨运行耐温度交变、辐照等空间环境和再入过程耐温度冲击性能需求，重点开展了筒盖复合材料耐温匹配性、力学性能、耐空间环境性能以及制件成型工艺研究。结果表明，选用J-168-1胶黏剂、J-245胶黏剂及T300/QY8911复合材料制备的试件通过各项性能试验考核，均能满足筒盖结构的设计指标要求。筒盖产品力学性能稳定，成型工艺可行性良好，最高瞬时使用温度可达200 ℃，经历空间环境模拟后力学性能保持率均在80%以上，耐高温、耐空间环境性良好。产品已成功装星发射，并在着陆巡视器落火阶段成功弹出分离，圆满完成使命。

摘要:使用聚酰亚胺（PI）膜和PI纤维编织布制备深空探测用柔性织物复合材料，研究表面处理对PI膜和PI纤维编织布之间粘结性能的影响。采用自制表面处理剂分别对PI膜和PI纤维编织布的表面进行处理，再经硅橡胶胶黏剂粘结制备柔性复合材料。使用T剥离强度试验方法测试柔性织物复合材料的层间胶接性能，并分析复合材料剥离面的形貌状态。结果显示，PI膜和PI织物的表面处理可以显著提高柔性织物复合材料的T剥离强度。其中，PI膜和PI织物未经表面处理时，柔性织物复合材料的T剥离强度为8.9 N/cm。对PI膜进行表面处理，或者对PI膜和PI织物均进行表面处理的情况下，柔性织物复合材料的T剥离强度增加至11.7 N/cm和12.8 N/cm，分别提高了31.5%和43.8%。这表明对PI膜及PI织物进行合理的表面处理，可以显著提高柔性织物复合材料的胶接性能。

摘要:SiC陶瓷作为新一代具有优异综合性能的反射镜材料，已在空间相机反射镜中得到了广泛应用。在SiC光学加工后期，需要进行表面改性以降低表面粗糙度提升表面质量，这将直接影响SiC反射镜的加工精度和周期，因此，有必要对其优化改进加工工艺。本文引入KMnO₄添加剂，分析了参与反应的化学反应机理，强氧化性在SiC试样表面发生化学反应，降低了金刚石微粉对SiC反射镜的磨削去量，实现了降低表面粗糙度的目的。通过工艺实验得以验证，系列金刚石微粉抛光Φ200 mm口径常压烧结SiC反射镜，添加KMnO₄后表面粗糙度相应减小，W7磨料达到了单独使用W3磨料抛光表面粗糙度的效果，W0.1磨料抛光后表面粗糙度S_q达到1.628 nm（4D，10×），优于抛光表面改性SiC超光滑表面质量。KMnO₄添加剂的引入实现了SiC反射镜高效、高精度光学加工的目的。

摘要:针对卫星蜂窝夹层结构，研究了新型后埋件及其自动化后埋工艺，并与我国卫星领域传统后埋技术对比，考察了两种埋件技术对埋件承载力与承载系数的影响。结果表明，两种埋件系统承载模式基本一致，胶黏剂的分布状态对其承载性能有重要影响。新型后埋系统承载能力已经达到传统后埋系统的158.2%。新型后埋件技术更适合自动化方式，保证工艺稳定性一致性可靠性。

摘要:为了研究深空辐射环境对SCB-1型空间高吸收率消杂光涂层的太阳光谱吸收性能影响。采用5 000 ESH剂量的真空-紫外、2.5×10¹⁵ p/cm²注量的真空-质子和2.5×10¹⁶ e/cm²注量的真空-电子依次对SCB-1消杂光涂层进行串联辐照试验，分析各项辐照试验前后消杂光涂层外观、太阳吸收比α_s及半球发射率ε_H的变化情况。并采用热失重分析（Thermal Gravity Analysis）判断消杂光涂层受辐照试验后的分解情况与热稳定性变化。经串联辐照试验后，SCB-1消杂光涂层全波段太阳吸收比总变化值Δα_s下降了0.011~0.012，400~1 100 nm波段太阳吸收比总变化值Δα_s下降了0.011~0.013，以上三项串联辐照过程中SCB-1消杂光涂层的半球发射率总变化值Δε_H无明显变化。SCB-1消杂光涂层呈现了极佳的深空辐射环境下的消杂光持久性，可对未来深空探测领域的光学技术发展提供有力支持。

摘要:针对大型空间站寿命和质量进一步提高带来的残余应力精确测量问题，开展了影响残余应力测量准确性的因素和校正方法研究，在对温度、工件表面粗糙度、换能器耦合状态等原因分析的基础上，对主要影响因素引起的测量误差进行试验测定。试验结果表明：温度变化、工件表面粗糙度、换能器耦合状态等因素都可能引起较大的测量偏差，需引入温度补偿系数、表面粗糙度试块校正、优选耦合剂等修正与控制方法；有效控制影响因素，能够提高超声波检测残余应力的精准度，减小测量误差。该研究可为超声波残余应力测试技术在航天器舱体结构的应用发展提供技术参考。

摘要:为研究不同钝化工艺栅介质用SiO₂薄膜的高能电子辐射缺陷特征，采用能量为1 MeV的高能电子在辐照注量为1×10¹⁵ e/cm²、5×10¹⁵ e/cm²和1×10¹⁶e/cm²下对三种不同钝化工艺（I，700 nm SiN + 500 nm PSG;II，1.2 μm SiN;III，700 nm PSG + 500 nm SiN）的SiO₂薄膜进行了辐照试验。拉曼光谱和X射线光电子能谱结果表明I和III钝化工艺SiO₂薄膜形成了非晶硅及双氧根离子，傅立叶红外光谱结果表明I钝化工艺SiO₂薄膜形成缺陷结构未知的A₁、A₂、B₁及B₂缺陷；II钝化工艺SiO₂薄膜形成A₁、B₁、及 缺陷；III钝化工艺SiO₂薄膜形成A₁、及B₂缺陷。

摘要:宇航电绝缘材料是深空探测器电信号传递和作用的界限，评估宇航电绝缘材料的环境适应性是材料选择，绝缘设计及工艺处理过程中需要考虑和优化的项目。本文从材料电绝缘性能关联的环境因素入手，介绍了深空辐射环境、热环境、气体环境及颗粒物环境及其效应，给出了深空环境适应性评估流程及验证项目及方法，为宇航电绝缘材料的选用和评估提供参考。

摘要:面向我国深空探测任务用新型柔性太阳毯，开展了柔性复合材料制备工艺技术、性能评价研究。结果表明，采用模压聚酰亚胺纤维增强有机硅橡胶柔性复合材料，能够满足柔性太阳毯需求。自动涂胶工艺能够实现高黏度硅橡胶均匀薄涂在聚酰亚胺薄膜表面。对比测试表明，硅烷偶联剂能够提高柔性太阳毯的T剥离强度，但使其低温柔韧性下降。