摘要:对纤维增强复合材料（FRP）激光加工国内外的研究现状进行了梳理。从激光加工中材料的去除过程、去除机理以及热吸收特性等方面综述了FRP激光加工机理；从激光加工热影响区对材料性能影响、影响热影响区因素、热影响区预测等方面梳理了FRP热影响区的研究现状；概述了FRP激光辅助加工技术的研究进展。大量研究表明，由于FRP的各向异性，FRP激光加工与均质材料的激光加工存在显著差异。目前，FRP激光加工的热影响区能有效的降至几微米，显著降低了热影响区对构件性能的影响。为最大限度的融合激光加工的优势，FRP激光复合加工技术在FRP加工领域的应用逐渐受到关注，成为FRP加工技术提升的一个重要发展方向。

摘要:W-Ti合金靶材可作为原材料，通过磁控溅射技术，制备W-Ti、W-Ti-N、W-Ti-O等功能薄膜，应用于集成电路、薄膜太阳能电池等领域。本文介绍了W-Ti合金靶材的性能指标、各种制备技术和应用领域，提出高纯度、全致密、少富Ti相、小粒径、大尺寸、低成本是W-Ti合金靶材的重要方向。

摘要:为探究液态金属相变材料的适用范围，本文使用数值模拟手段，比较分析了以镓为代表的低熔点金属与以正十八烷为代表的石蜡类相变材料之间的传热性能。结果表明，镓更适用于应对瞬时高热流冲击，即高热流、短时间工作的电子设备散热；而正十八烷适用于低热流、较长时间工作的电子设备控温。此外，单位体积相变材料，镓模块的热控时间长于正十八烷模块；单位质量相变材料，镓模块在短时间内占优，长时间内正十八烷模块占优。针对潜在应用场景进行分析，表明了液态金属相变材料可用于航天天线TR组件和激光器芯片控温。

摘要:由于盘铣刀具直径大，切削余量大，造成钛合金盘铣开槽过程中铣削力较大，进而引起刀具振动，缩短刀具寿命。为实现对钛合金盘铣开槽过程的优化与控制，本文设计单因素实验和正交实验，利用三向压电式测力仪测量铣削力数据，采用线性回归技术建立铣削力模型并以“F”检验法对模型进行显著性检验；利用极差分析法分析工艺参数对铣削力的影响规律，利用响应曲面法分析工艺参数对铣削力的交互影响规律。研究结果表明：对于切削深度变化敏感度依次为铣削力F_x＞进给速度＞主轴转速；对于进给速度变化敏感度依次为铣削力F_y＞切削深度＞主轴转速；对于铣削力F_z变化敏感度依次为主轴转速＞切削深度。铣削力随着主轴转速的增大而减小，随着切削深度和进给速度的增大而增大。另外铣削力F_x大于F_y和F_z，对加工性能和刀具磨损起主导作用。

摘要:为研究2219铝合金在蠕变时效成形过程中，不同应力状态（拉/压）对其蠕变行为的影响规律，采用室温拉伸的方法研究了165~185℃内单轴拉/压2219铝合金力学性能的变化。结果表明：最佳蠕变时效时间为11 h；在相同的时效制度下，拉/压应力蠕变变形量均随着温度的升高而增加，拉应力的蠕变变形量始终大于压应力的蠕变变形量；无论是拉/压应力蠕变时效还是无应力常规时效，其时效后的性能均随着温度的升高而降低，然而，拉应力时效后性能的下降幅度最为明显；最后，在时效温度为165℃时，不同应力状态下的各项性能指标均表现为最佳。

摘要:采用氩气保护真空熔炼的方法制备了铸态Mg-6Y-3Zn-xLi（x=0，5，8，11，wt%）合金，并对其进行了均匀化处理和热挤压变形。通过OM、SEM以及拉伸试验等手段研究了Li含量对合金微观组织与力学性能的影响。结果表明：随着Li含量的增加，铸态Mg-6Y-3Zn-xLi合金基体由α单相结构逐渐转变为（α+β）双相结构，晶粒尺寸和共晶化合物的形貌及分布规律也发生明显变化。均匀化处理后Mg-6Y-3Zn-xLi合金中形成的块状长周期有序（LPSO）结构相，随Li含量的增加其体积分数逐渐降低，（Mg，Zn）₂₄Y₅相数量则逐渐增多。Mg-6Y-3Zn-8Li合金进过均匀化处理和热挤压变形后表现出最优的综合力学性能，抗拉强度和延伸率分别达到278 MPa和11.6%，这主要是由于均匀分布的被破碎细化的块状LPSO相和大量细小动态再结晶的共同强化作用。

摘要:航空次承力框结构因结构复杂、精度要求高，目前仍然大多使用铝合金材料通过数控机加方式进行制造。为探索该类框结构的复合材料整体化成型的可行性，本文针对含纵横加筋及局部翻边结构特征的机身次承力框结构，对一薄壁复合材料隔框的整体化RTM成型工艺方法进行了研究。隔框结构的铺层变形仿真结果表明，采用全（0°/90°）铺层组合能够最大程度地减少结构的翘曲变形，且得到实际验证；流动仿真结果表明，较点注胶及线注胶方案，采用面注胶方式能够显著减少充填时间及充填压力；将优化的方案结合铺层自动下料、填充材料拉挤成型等自动化工艺相结合，成功制备了无损检测内部质量合格、取样力学性能与传统热压罐成型工艺相近的复合材料整体隔框。

摘要:为了得到高形面精度复合材料层合板适用的成型工艺控制方法，本文针对典型的Φ500 mm直径曲面球冠结构复合材料层合板，设计了6组不同工艺参数的成型对比实验，分析出边缘效应、铺放方式、固化温度等参数对层合板固化变形量的影响规律。研究表明，增加碳纤维模量和降低预浸料单层厚度可提高层合板形面精度；层合板铺放尺寸超过直径的5%可降低边缘效应的影响；自动铺丝技术铺放质量一致性高，手工铺层可以制造出高形面精度的层合板，但相对发生概率低；降低层合板固化温度和降温速率能够有效地提高层合板的形面精度。实验结论对复合材料高精度成型具有一定的指导意义。

摘要:以复合材料气瓶热防护材料的耐高温及隔热性能为研究对象，通过真空舱模拟上面级飞行段的真空环境，采用石英灯阵模拟热源，对两种热防护方案开展真空热试验，分析了不同材料（组合）、多层隔热组件不同单元的隔热性能及其差异产生的原因。结果表明两种防热方案都可使气瓶壁面温度满足不超过70 ℃的温度要求，其中“柔性隔热毡+中温多层”组合防热结构的耐温和隔热性能更优，并通过理论计算与试验值对比验证了热仿真计算中的不确定性，试验结果可为后续型号防热设计提供参考。

摘要:以轻质化为前提，基于烧蚀防热借助于溶胶-凝胶技术制备出低密度防热/隔热/隐身一体化复合材料（HRC），有效地融合了烧蚀防热、高效隔热和宽频雷达隐身的功能。实验结果表明，多壁碳纳米管（MWNT）吸波剂均匀分散在杂化酚醛气凝胶骨架中，随着添加量的增加，HRC材料平均孔径减小，力学强度得到显著提升，添加5.0wt%MWNT的HRC与未添加相比压缩模量提高1.8倍。同时，MWNT的引入显著增加了HRC的雷达吸波性能，在4 ~ 18 GHz内反射率＜-8 dB。地面风洞考核中，HRC表现出优异的防隔热性能，最高表面温度达到1 700 ℃左右，经过400 s烧蚀后最大背面温升（20 mm）仅为153℃，近零体积烧蚀，烧蚀后仍保持着优异的宽频雷达吸波性能。

摘要:为了探寻一种简便的制备纳米SiC增强碳纤维层合板的方法，本文将纳米SiC颗粒均匀分散在无水乙醇中，制备成不同质量分数的SiC试剂，然后均匀喷涂在碳纤维预浸料表面，固化成型。对不同试件进行摩擦磨损实验，得到不同含量的纳米SiC颗粒对碳纤维层合板摩擦因数、磨损量的影响规律，并且对磨损形貌和复合材料的硬度进行分析。实验结果表明：在碳纤维预浸料表面喷涂纳米SiC颗粒能够有效改善碳纤维层合板的摩擦磨损性能；当纳米SiC浓度为1%时，层合板的摩擦因数、磨损量、磨痕的宽度及深度较于不含纳米SiC的层合板分别降低52%，63%，32.3%，54.8%，摩擦磨损性能最好。

摘要:为了探索纳米银浆在大功率器件组装中的应用可靠性，亟待获得纳米银浆的烧结特性和热力学性能。本文对不同烧结温度、烧结时间、升温速率、烧结方式的纳米银浆样件烧结强度，结合烧结形貌进行了系统研究，并与航天电子产品中常规的互连材料Au80Sn20焊料、Sn90.5Ag3Cu0.5焊料以及H20E导电胶的散热性进行了对比分析。研究结果表明：采用可控升温速率空气氛围的烧结方式，在200 ℃下保温90 min，银浆样件的剪切强度最高可达40 MPa。纳米银浆导热性能与Au80Sn20相当，明显高于H20E和SAC305。在经历严酷的热应力和机械应力试验后，其剪切强度保持稳定，因此纳米银浆作为高导热连接材料在宇航大功率器件组装中具有良好的应用前景。

摘要:搅拌摩擦焊常采用无坡口焊缝，焊缝装配质量对搅拌摩擦焊装配质量影响较大，通过焊缝的特征，可以对搅拌摩擦焊缝的装配质量进行评判。线结构光是提取焊缝特征的常用手段，基于结构光传感器扫描获得的焊缝轮廓信息多通过离散的点进行表示，如何高效地从轮廓点中提取焊缝轮廓信息，是焊缝特征识别的新挑战。本文提出一种基于机器视觉的焊缝装配质量评测方法，将离散的轮廓点转换为位图，通过抗锯齿算法提高轮廓直线特征的识别可靠性，并计算对应焊缝的装配质量信息，进而实现对整条焊缝的装配质量的量化评价。与传统的离散点拟合方法相比，本方法具有较为明显的效率优势。

摘要:针对液体火箭发动机离心轮、涡轮静子等厚度变化大的复杂激光选区熔化成形（SLM）钢构件在常规X射线胶片照相检测（RT）时，由于胶片的宽容度低造成的检测覆盖率低，存在漏检质量隐患的问题，采用射线计算机成像技术（CR）对该类变截面厚度差在5～20 mm内的钢构件进行检测。结果表明，CR检测图像宽容度是胶片照相检测的3倍，检测覆盖率高；以离心轮线状缺陷CR检测为例，且通过CT和理化检测验证证明，CR检测具有与胶片照相检测基本一致的缺陷检测灵敏度、可靠性。

摘要:高温合金涡轮转子在经历过多次发动机试车后荧光检查发现叶片根部存在裂纹，对涡轮转子叶片裂纹进行分析。结果表明，涡轮转子叶片裂纹位于叶片根部进出口薄壁区，裂纹的开裂模式为高温疲劳开裂，属于低周疲劳，为寿命型失效。试车过程中转子叶片根部应力集中部位在高温及交变应力的交互作用下，叶尖根部应力集中区域发生蠕变和晶界择优氧化，高温蠕变和沿晶氧化相互促进，导致叶片根部的晶界弱化开裂，形成了疲劳源区，进而在后续工作过程中发生高温疲劳扩展。

摘要:与常压环境地面试车相比，发动机高空模拟试车的热源分布更接近于实际飞行工况，本文通过搭载高模试车验证了高温隔热屏设计的正确性。通过考虑高温隔热屏层间气体导热和接触导热等，对高温隔热屏的传热模型进行了修正，其计算结果与高空模拟试车搭载试验结果的误差较小。在考虑真空引射背景红外辐射以及真空舱内气体与发动机及隔热屏的导热后，利用修订的高温隔热屏的当量热导率，进行了上面级高空模拟整机热分析，进一步提升了热模型的分析精度。

摘要:为研究锦纶材料在长寿命在轨航天器中的环境适应性，提出了锦纶材料在空间环境使用的空间环境适应性评价指标，设计并实施了空间环境适应性评价试验。试验结果表明，锦纶材料在燃烧性能、逸出有害气体、真空质损和可凝挥发物、抗菌防霉、耐受交变温度、电离辐射中表现出友好的环境适应性。锦纶材料在受到空间环境中原子氧、紫外辐射作用时断裂强力明显下降，且原子氧与紫外辐照协同效果对锦纶材料的力学性能破坏具有加强效果。锦纶材料可作为空间舱内环境长期使用材料，在舱外环境使用时，需要特别考虑其力学特性受到原子氧、紫外辐照的影响。