摘要:含异质元素Al的SiC（N）陶瓷前驱体的合成是制备高性能耐高温SiC纤维的关键步骤。本文综述了含异质元素Al的SiC（N）陶瓷前驱体的合成方法与表征结果及Al元素在陶瓷产物中的作用；并简要介绍了含Al的SiC（N）陶瓷前驱体应用，并对发展趋势和应用前景进行了展望。

摘要:聚合物前驱体转化法可使用聚合物的成型加工工艺实现陶瓷材料的加工制备，在高性能陶瓷和复合材料制备方面显示出独特的优势。3D打印技术在陶瓷前驱体成型中的应用为制备复杂结构陶瓷制件提供了全新的可能。本文从3D打印硅基陶瓷前驱体树脂体系、打印技术及其应用等方面，系统总结了近年来3D打印制备SiCO、SiCN、SiC及含B、Zr等元素硅基陶瓷材料前驱体的研究进展，并进一步指出了3D打印陶瓷前驱体面临的挑战与研究方向。

摘要:橡胶密封材料是航天器重要的组成部件，但受复杂的服役环境影响，有不断老化的趋势和失效风险。因此，橡胶密封材料的贮存寿命研究具有重要意义。本文结合橡胶密封材料在航天产品上的应用，介绍了其贮存寿命评估技术的研究现状及主要技术途径，分析了密封橡胶材料的加速贮存典型寿命预测方法，并依据航天探索的实际迫切需求对未来研究方向进行展望。

摘要:非金属复合材料是一种低密度、高强度、高模量的高性能材料，目前已经成为航天卫星上不可或缺的关键结构材料。但与此同时，该类材料也是一种极难加工的各向异性非均质材料，采用传统的接触式方法加工易产生崩边、分层、起毛、撕裂等问题。激光制造技术作为一种开始逐步走向实用化的先进制造技术，具有材料去除能力强、加工精度高、损伤可控等一系列优点，是一种实现非金属复合材料高性能加工、满足现有和未来需求的理想方法。本文围绕航空航天领域应用较为广泛的碳纤维复合材料、芳纶纤维复合材料和陶瓷基复合材料，系统地综述了国内外激光加工非金属复合材料的研究与应用进展。其中技术分支涉及切割、制孔、铣削刻蚀、清洗等实体减材制造技术。最后对非金属复合材料激光加工方法的未来研究重点和工程应用前景进行了总结与展望。

摘要:为提高复合材料双钉胶螺混合连接接头的承载能力，本文结合实验和有限元方法，利用ABAQUS建立了有限元模型并验证了其可行性，基于代理模型和遗传算法，对碳纤维复合材料板与钛合金板双钉混合连接结构的板宽、端距和孔距等参数开展了多参数优化设计。结果表明：二次多项式代理模型的预测结果精度最高；与优化前试验得到的常规混合连接接头的载荷性能相比，优化后的结构承载能力提升了44.35%。

摘要:为了提高复合材料螺旋桨叶片的结构刚度，分区域优化设计了叶片复合材料结构的铺层角度。根据螺旋桨叶片的厚度和载荷条件，将其划分为4个区域。铺层优化以0°、45°、90°及-45°四个方向的铺覆在各个区域的模拟结果为基础。与初始的铺层方案 ［0/45/0/-45］_sn相比，优化后叶片的铺层方案能使铺层的主方向接近叶片各截面中心点的连线。优化后螺旋桨叶片的1阶和3阶频率提高超过了25 %，2阶频率提高超过了5 %；表面均布载荷下叶片变形减小了50%，热载荷下叶片变形减小了约25%；优化达到了提高叶片结构刚度的预期效果。分区域优化的方法既利用了复合材料的可设计性又提高了优化效率，适用于复杂复合材料结构的铺层优化。

摘要:为研究磁损耗吸波涂层的损耗特性，选取了两种羰基铁粉吸收剂及一种铁氧体吸收剂，采用同轴法测试了材料电磁参数，并计算了频率为1～18 GHz电磁波在吸波涂层中的衰减常数、相位常数和波长，考察了电磁波在吸波涂层中的衰减率，计算了吸波涂层对电磁波的输入阻抗和反射率。结果表明，厚度为2 mm的S型吸波涂层对频率为18 GHz的电磁波的衰减率达到-24.9 dB，电磁波能量下降为原来的0.3%。三种吸波涂层输入阻抗实部Re（Z_in）最大值对应频率与反射率最大值对应频率值基本相等。输入阻抗实部Re（Z_in）与自由空间中本征阻抗匹配性能不是决定涂层反射率的唯一重要因素。

摘要:为深入研究黏合剂3，3-双（叠氮甲基）氧丁环-四氢呋喃共聚醚（PBT）与固化剂多异氰酸酯N100的固化反应过程，使用流变仪研究了PBT/N100黏合剂体系固化过程中的模量变化和凝胶化之前的黏度变化。结果表明：PBT/N100黏合剂体系的等温固化过程遵循自催化动力学模型。根据模量随时间的变化，PBT/N100黏合剂体系的固化过程可分为反应控制阶段、凝胶化阶段和扩散控制阶段。其中，反应控制阶段的黏度变化符合双Arrhenius模型，计算得到该阶段的粘流活化能和反应活化能分别为36.271 kJ/mol和54.882 kJ/mol。通过Eyring模型，计算出PBT/N100黏合剂体系固化过程的热力学参数∆H和∆S，分别为52.07 kJ/mol和-125.55 J/（mol·K），由此基本确定，PBT/N100黏合剂体系比较理想的等温固化温度为60 ℃，固化时间约为160 h。

摘要:采用溶胶凝胶和前驱体浸渍裂解混合工艺，制得了不同SiO₂/SiC比例的C/SiC-SiO₂复合材料，研究了SiO₂添加量对复合材料微观结构、力学性能的影响。结果表明：当添加SiO₂的质量分数约25%时，材料的拉伸强度和压缩强度与C/SiC材料性能相当；而当添加SiO₂的质量分数超过25%时，材料的强度与模量均随SiO₂含量的增加呈降低趋势。此外，SiO₂含量约25%的C/SiC-SiO₂复合材料的浸渍相成本较C/SiC材料降低约24%左右，这为C/SiC复合材料的快速低成本制备提供了新的技术支撑。

摘要:酸环境电解去除包套是热等静压成形复杂钛合金构件的关键工序之一。针对目前酸环境电解对热等静压钛合金性能影响研究较少的现状，研究在40 ℃的硫酸溶液中，不同电解时间对热等静压TA15钛合金表面钝化膜、氢含量和力学性能的影响。结果表明：电解时间分别为15、30、45、60 d时，热等静压TA15钛合金表面钝化膜厚度逐渐增加，到60 d时钝化膜厚度达到了175.3 μm；氢含量在15 d时增幅非常小，平均值低于2×10^-5，30 d后则显著增加，到60 d时平均氢含量达到5.4×10^-4；热等静压TA15材料屈服和抗拉强度随着电解时间的延长逐渐降低，塑性变化不大。硫酸环境电解直接影响热等静压钛合金材料的表面质量和力学性能，后续需强化工艺控制。

摘要:基于Box - Behnken Design 响应面法开展胶接点焊工艺试验，分别采集了胶接点焊、点焊、粘接三种接头拉伸过程的声发射信号，采用小波包对信号进行分解重构，分析了三种接头的信号特征，同时结合撞击计数历程图对焊核失效断口进行了分析，并通过累计撞击计数建立了试件的损伤模型。结果表明：三种接头在屈服阶段和断裂阶段的声发射信号较为丰富；胶层失效和焊核拔出失效可以通过声发射信号特征进行区分，其中胶层失效时其声发射信号频率主要集中在0~62.5 kHz，焊核拔出失效时其声发射信号频率主要集中在31.25~281.25 kHz；声发射撞击计数历程图可以从总体上反映焊核失效过程；建立的损伤模型可以较好地表征试件损伤状态。

摘要:通过AA7075-T6铝合金在不同加载角度下的I-II复合高周疲劳裂纹扩展试验，利用FRANC3D中M-积分计算了复合型裂纹尖端的等效应力强度因子幅值，结合七点递增多项式对数据处理，得出了复合疲劳裂纹扩展速率曲线，分析了复合疲劳性能，并探讨了复合裂纹扩展的路径及断口特性。结果给出了纯I型疲劳裂纹扩展速率曲线在稳定扩展阶段的Paris公式的参数；并表明：I型疲劳裂纹扩展寿命最长，复合疲劳裂纹扩展寿命都有不同程度的减少；复合疲劳裂纹开裂方向的数值分析及实验结果与理论吻合；复合疲劳断口表现为脆性断裂。

摘要:使用PCD立式铣刀对聚合物浸渍裂解法（PIP）制备的SiC_f/SiC复合材料开展单因素铣削试验，通过对加工中产生的切削力和加工后的表面粗糙度进行测量，分析了铣削工艺参数对其的影响；对加工表面、纤维断口进行SEM分析，讨论了SiC_f/SiC复合材料加工表面的形成。研究结果表明，表面粗糙度与切削力的变化趋势相同，高主轴转速和小切削宽度有利于得到表面粗糙度较小的加工表面；近孔洞区域与远离孔洞区域的材料去除方式不同；材料中纤维发生面内偏移和层间屈曲，纤维存在多种去除方式。

摘要:中型固定翼无人机机翼梁为碳纤维复合材料层压结构，传统的阴模-预浸料成型虽然能极大提高外形尺寸稳定性，但该方法即使在引入硅橡胶芯模也较难以确保圆角处的正压力以及因其成型带来的架桥、气泡裹入等现象；本文利用组合式自适应均压板辅助工装及阳模-预浸料成型方法，在确保机翼梁制件外表面质量的同时不仅显著提高了机翼梁制件内表面质量，还使得工艺得到明显简化，极大地避免了因成型带来的架桥、气泡裹入等现象；并通过随炉件制作及性能测试得到单向预浸料的弯曲强度为1 549 MPa，弯曲模量为110 GPa，层间剪切强度为87 MPa。

摘要:为了控制切屑形成，提高CFRP吸气式内排屑系统的排屑质量，建立了二维直角切削受力模型，研究了切屑的形成过程并对切屑形状进行预测并分类，用超景深显微镜（KEYENCE VHX-1000）对切屑进行观察，通过分析可得：切屑形成的主要原因是切屑弯曲折断与剪切失效，切屑的大小一般在1.02~1.80 mm，切屑的形状主要分为条形切屑、微圆型切屑和米形切屑三种，当温度达到树脂的玻璃化温度时，切屑发生变形，会出现C形屑并伴有纤维拔出现象，除不可估算占比的米形屑外，不同形态切屑的占比大小依次为条形切屑、微圆形切屑、C形屑和纤维拔出形切屑。实验结果与理论分析结果基本相吻合。