摘要:新型高速飞行器的快速发展对热防护系统提出了更高要求，基于气凝胶的防隔热一体化材料对提升热防护系统的防隔热性能和结构效率有重要意义。本文基于防热层材料的不同，分类概述了基于气凝胶的防隔热一体化材料的研究进展、结构形式和性能特点，并简要阐述未来防隔热一体化材料发展需要解决的问题。

摘要:综述了可用于制备碳纤维的各类改性聚丙烯腈前驱体以及完全可替代型前驱体的最新研究进展，包括各种新型前驱体的制备以及碳化后的纤维结构与性能等，并介绍了其潜在应用领域，对各类前驱体发展目前面临的问题进行了总结，拟为制备高性能、低成本碳纤维前驱体进一步发展提供参考。

摘要:连续纤维热塑性复合材料（CFRTP）拥有优异的力学性能、抗疲劳性和设计灵活性，在航空航天、汽车、能源和海洋工程等军民领域具有广泛应用。为了满足大规模高效低成本制造的需求，可在CFRTP产品开发阶段使用仿真模拟手段代替昂贵的“试错”实验。本文详细概述了CFRTP热成型模拟仿真的各类仿真方法研究进展，总结了各类方法的优势及其局限性。最后展望了CFRTP热成型模拟仿真的国内未来研究重点及发展趋势。

摘要:硅烷偶联剂作为一种重要的处理剂，广泛应用于涂料、橡胶、塑料等领域。本文综述了硅烷偶联剂的结构特点和作用机理，介绍了硅烷偶联剂在常用涂料领域的几种典型应用，主要包括基体树脂增容、颜填料表面改性、涂层与基材连接，讨论了不同使用条件下影响硅烷偶联剂效果的因素，并对硅烷偶联剂在防热涂料中应用的发展趋势进行了展望。

摘要:对太赫兹馈源喇叭制造工艺的国内外最新进展进行了综述。重点分类阐述了当前研究机构与企业最主要采用的制造方法，包括精密数控机械加工、精密电铸工艺、叠片法与增材制造方法。介绍了各种制造工艺方法国内外最新进展的典型成果，讨论了各方法在太赫兹馈源喇叭制造中的优势与局限性。依据太赫兹频段的应用发展与太赫兹馈源喇叭的产品需求发展趋势展开了分析，进一步提出了各分类工艺在该领域未来的发展方向。这为太赫兹馈源喇叭的结构设计与制造工艺的后续发展与研究具有重要的指导与借鉴意义。

摘要:针对金属腹板在不同开孔直径下的剪切稳定性，采用有限元弹性屈曲分析方法进行研究。并为补偿开孔后稳定性的损失，探讨了常用的加强环、法兰的加强方式在不同开孔尺寸下的加强效果。结果表明：金属腹板的稳定性随开孔直径的增加呈下降趋势，增加法兰翻边高度和厚度提高腹板稳定性的效果明显，当翻边高16 mm，法兰厚度1.5 mm时补强效果最好。这是由于增加法兰翻边高度和厚度相当于提高了开孔周边的刚度，而刚度对腹板稳定性有显著的影响。

摘要:本文针对一种新型耐烧蚀防热涂层在飞行器翼面局部防热中的应用进行研究。通过有限元分析方法对局部温度场及热应力变形情况的影响进行研究；同时对该新型防热涂层的抗剪切性能进行试验考核及微观形貌分析。研究表明：防热涂层的使用能够使飞行器翼面局部部位温度降低，减小材料变形，有效提高了材料的使用强度。通过发动机烧蚀试验考核，0.5 mm防热涂层的应用，能够在试样表面温度达到1 006 ℃的情况下，背面温度降到147 ℃，烧蚀后表面形貌良好。该项研究为该防热涂层在飞行器局部防热的使用提供了参考。

摘要:采用聚碳硅烷作为前驱体，在800、1 000、1 200 ℃下烧结得到SiC基体，研究了温度对SiC基体密度、结晶程度的影响。结果表明基体随着温度的提高，基体密度提高，结晶程度逐渐提高，Si含量比例升高。在800 ℃时，基体密度为2.30 g/cm³，所得基体结构接近无定型态，在1 000和1 200 ℃下的密度分别为2.50和2.56 g/cm³，晶粒尺寸分别为2.6和4.1 nm。再以聚碳硅烷为前驱体，以碳纤维织物为增强体，采用PIP工艺制备C/SiC复合材料，热解最高温度同样为800、1 000、1 200 ℃，得到三组C/SiC复合材料，对复合材料进行了力学性能测试和断口微观结构观察，分析了基体结构对复合材料力学性能的影响。研究结果表明，在一定范围内提高热解温度，有利于改善基体特性和提高复合材料的致密化效率，从而使复合材料的力学性能有所提升，特别是弯曲、层间剪切和压缩性能提高作用明显。

摘要:由于传统气密封装方法在封装的过程中会给电子器件带来不利的影响，本文基于银焊膏电流烧结快速互连技术，提出了一种新型的气密封装方法，可用于航天功率分立器件的密封。本文研究了通电过程中接头温度、微观形貌以及剪切强度的变化。在银焊膏电流烧结的过程中，随着有机物的去除，烧结银层升温速率急剧下降，并且最初被有机物分离的银颗粒逐渐相互接触。随着通电时间延长，烧结银接头越来越致密，伴随着接头强度的不断提高。最终获得的烧结银密封接头可以满足封装器件对气密性的要求。

摘要:以含20 %的短碳纤维增强聚醚醚酮树脂为主要原料，采用注塑成型的方法制备了进气道及试片。通过对材料力学性能、微观形貌、进气道CT无损检测、内型面三坐标进行分析，结果表明：按照给定的工艺参数注塑成型，复合材料的抗拉强度达208 MPa、拉伸模量16.7 GPa、冲压式剪切强度100 MPa，碳纤维在树脂基体中分布均匀，进气道本体材料内部缺陷较少，进气道内外型面光滑、尺寸精度较高。

摘要:主要从模具设计、铺层工艺优化、成型压力保证等方面阐述了一种大尺寸厚壁异型复合材料筒状支架的热压罐成型技术。实践表明：采用分块组合模具阴模成型，合理设计铺层时纤维的断开方式，固化时采用梯度循环加压，控制加压点温度、最大施加压力，可以有效地保证该异型厚壁支架各位置加压到位，成型产品表面光滑无褶皱，内部无超出标准的分层、疏松等缺陷，同时尺寸精度、含胶量也满足指标要求。

摘要:采用超声辅助磨削对MI工艺制备的SiC_f/SiC复合材料表面进行磨削加工，研究了进给速度对复合材料性能的影响。结果表明：采用超声辅助磨削加工SiC_f/SiC复合材料表面时，加工区域出现纤维脱粘、断裂、破碎及基体裂纹和脱落现象，且纤维与基体界面会有裂纹产生。当进给速度提高时，复合材料表面损伤加重，导致其比例极限强度和最大载荷降低。进给速度由400 mm/min提高至1 000 mm/min时，SiC_f/SiC复合材料的拉伸强度和弯曲强度分别降低4.7%和20.6%。

摘要:针对非圆等距型面轮廓磨削加工存在表面质量差的问题，建立基于恒磨除率X-C轴联动磨削理论模型。选用陶瓷CBN砂轮进行三弧段非圆等距型面轮廓的高速磨削正交试验，探究砂轮线速度、工件速度和磨削深度对磨削比能、切向磨削力、磨削温度、表面粗糙度的影响规律。分析表明，砂轮线速度对切向磨削力、表面形貌的影响最大，磨削深度对磨削比能、磨削温度、表面粗糙度的影响最大。进行表面形貌观测未探测到明显的磨削烧伤区域，证明恒磨除率X-C轴联动磨削方式可用于非圆等距型面轮廓磨削加工。

摘要:低密度铌合金与铌铪合金由于物理性能差异性较大，采用常规电子束方法焊接时，易产生焊接缺陷。为进一步探究低密度铌合金与铌铪合金焊接的可行性，通过数值模拟与工艺试验两种方法对其焊接接头的性能进行了系统研究。首先建立了异种材料有限元模型，对接头的温度场规律进行了分析；然后，采用真空电子束焊接的方法进行试验研究，从宏观形貌、力学性能、微观组织及元素分布等方面分析了接头性能。结果表明：采用电子束偏置铌铪侧焊接的方式，可获得无裂纹、无气孔，具有良好拉伸强度的低密度铌合金与铌铪合金接头。

摘要:新型卫星平台对具有较低热导率和较高尺寸稳定性的聚酰亚胺泡沫提出应用需求，为保证聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接质量可靠性及工艺可实施性，需要对胶黏剂进行选型与性能评价。本文对硅橡胶（RTV-X，GD414）进行试验和讨论，通过胶黏剂力学性能、耐温性能、流变性能、90°剥离性能对比，确认RTV-X胶黏剂适用于聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接工艺。通过分析验证确定胶接加压方式和胶接压力，并对试样进行高低温力学性能、温度冲击后力学性能考核，总结出以RTV-X为胶黏剂采取正压力≥1 kPa制备出的聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接工艺可靠，制品胶接质量良好。所得结果可为深空探测等更多型号任务需求提供工艺参考。

摘要:使用热重分析仪和锥形量热仪在相同条件下分析对比两种试验材料空客320货舱衬板（玻璃纤维/酚醛树脂）和3240玻纤板-FR4（玻璃纤维/环氧树脂）的热解和燃烧特性。试验结果表明：空客320货舱衬板和3240玻纤板-FR4的热解分为4个和3个阶段，货舱衬板的初始热分解温度、点燃时间及燃烧时长均小于3240玻纤板-FR4。3240玻纤板-FR4的有烟时间、产烟率（RSR）及总产烟量（TSR）大于货舱衬板，且产烟率（RSR）及总产烟量（TSR）分别是货舱衬板的2倍、3.45倍；3240玻纤板-FR4的热释放速率（HRR）及总热释放量（THR）大于货舱衬板，且热释放速率峰值（pk-HRR）及总热释放量（THR）分别是货舱衬板的1.47倍、1.94倍。故空客320货舱衬板在火灾发生后对人的生命安全及飞机的运行安全危险性小。

摘要:复合材料气瓶在自紧过程中发生泄漏。通过断口、金相、有限元分析及综合分析得出：气瓶瓶嘴根部各向异性的粗晶组织降低了气瓶瓶嘴根部的韧、塑性和强度是气瓶内衬自紧过程中发生低压力开裂泄漏的主要原因，通过改进和控制收口加热与旋压工艺，细化了气瓶瓶嘴根部的组织，最终解决了其自紧过程中泄漏问题，稳定复合材料气瓶的质量。

摘要:针对航天高可靠、长寿命电子产品用国产元器件，通过近年元器件国产化的应用实践，从电子装联的角度，对元器件国产化过程中的常见共性问题进行了分析和总结，并浅谈了元器件国产化过程中这些问题对我们的启示及后续应注意的问题及相关建议。