摘要:随着航天领域竞争愈发激烈，国内外加大了压力容器“皇冠上的明珠”无内衬纤维缠绕复合材料压力容器（Ⅴ型COPV）的开发力度，无内衬结构意味着必须实现复合材料层密封屏蔽/结构承载功能一体化设计，在材料性能和结构设计方面面临巨大挑战。本文针对结构设计进行系统性的梳理，综述了Ⅴ型COPV结构设计的研究进展，主要从功能阻隔层、形貌、接口设计及不同分析优化方法进行了阐述，介绍了基于模块化设计理念的新型V型COPV构型，并对未来航天用Ⅴ型COPV结构设计方面的发展进行了展望。

摘要:太空往返式飞行器在不同条件下所采用的热防护材料不同。综述常用的热防护涂层材料、热防护/结构一体化材料、隔热瓦、柔性热防护材料、蜂窝增强烧蚀材料五种热防护材料，总结其近期研究进展情况并对未来发展趋势提出建议。热防护涂层材料需要进一步提高树脂的耐高温能力；热防护/结构一体化材料在结构设计制造和失效机理等方面还存在挑战；隔热瓦需要提高高温力学性能，改良施工工艺；柔性热防护材料由于可折叠、可粘贴，未来具有多种应用前景；蜂窝增强烧蚀材料质量轻，是宇宙飞船大面积热防护的常用材料。随着航空航天装备的不断发展，热防护材料也迎来重大发展时期。

摘要:碳气凝胶（CA）由于其低导热率和高达3 000 ℃的热稳定性使其有望应用在超高温隔热材料领域，然而其在>400 ℃的有氧环境中容易氧化导致性能急剧下降，因此，提高其在有氧环境下的隔热能力是非常必要的。本文针对碳气凝胶高温有氧环境下难以应用的难题，对目前国内外在碳气凝胶抗氧化方面的研究进行了充分的调研，通过基体改性和涂层改性两方面对碳气凝胶抗氧化领域的现有研究、存在的不足以及未来的发展趋势进行了充分的论述，为碳气凝胶抗氧化研究提供了新的思路和见解。

摘要:未来高精度载荷对航天器结构尺寸稳定性提出严苛的要求，碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）蜂窝的夹层结构是新型轻量化结构，且具优秀的热尺寸稳定性，能够满足此类载荷支撑结构的设计要求。本文介绍了目前CFRP蜂窝的制造方法的发展近况，根据蜂窝的制造工序以及相应工艺方法对CFRP蜂窝结构尺寸稳定性的影响，将制造方法归为多步成形法、整体成形法两大类，分析了其中各种制造方法的技术优势与弊端，讨论了新制造方法的技术难点。最后展望了尺寸稳定性CFRP蜂窝的制造技术的发展方向。

摘要:轴向压缩作用下薄壁圆筒结构容易发生屈曲，本文以玻/碳纤维混杂复合材料（G/CFHC）薄壁圆筒为研究对象，设计六种铺层顺序，借助ABAQUS有限元分析软件，讨论了单层碳纤维复合材料板位置、铺层厚度、玻/碳纤维混杂比对G/CFHC薄壁圆筒屈曲载荷的影响。研究发现：在相同的铺层角度下，单层碳纤维板位置的改变将会导致结构屈曲载荷的变化，且对于单向铺设的G/CFHC薄壁圆筒，对屈曲载荷的影响规律一致，最大屈曲载荷均出现在单层碳纤维板位于最外层时，多向铺设中增加单层碳板甚至会使得结构的屈曲载荷降低；对于不同铺层顺序的薄壁圆筒，随着铺层厚度的增加对应的屈曲载荷均逐渐增大；在结构的厚度和层数一定时，增加单层碳纤维复合材料、合理改变玻/碳纤维混杂方式均会使得结构的屈曲临界载荷增加，提升结构的稳定性。

摘要:为了实现304不锈钢表面超疏水性等表面性能的改进，对不锈钢材料进行飞秒激光表面微结构加工和硅烷化学改性；利用扫描电镜观测结构形貌特征及化学修饰后整体情况，确定不同形貌对疏水性能的影响，分析飞秒激光加工微结构粗糙度（Ra）与接触角的相关性；同时对超疏水不锈钢进行超疏水耐久性、耐腐蚀性、自清洁性及耐磨性的相关性能测试。分析与测试表明：随着激光加工表面微纳结构Ra的增大，接触角也随之增大；当表面Ra为1.75 μm时，疏水角度达到最优值154.9°；通过计算两种材料的腐蚀速率可得，原始不锈钢是超疏水不锈钢速率的15倍，材料的耐腐蚀性也得到了大幅提升。结论表明，经过表面改性的304不锈钢，具备良好的超疏水性能，比原始不锈钢具有更好的抗腐蚀效果，且表面具有良好的自清洁效应。

摘要:航空航天构件装配过程中需要进行大量沉头孔的加工，其中，沉孔深度是需要精确控制的关键技术指标，对构件装配质量有着重要影响。螺旋铣孔是近些年出现的装配制孔新方法，配合特制刀具也可以用于沉头孔的加工。基于现有的便携式螺旋铣孔设备，提出了一种沉头孔加工深度自动控制方法。首先搭建了螺旋铣孔试验平台，分析了加工过程中的误差来源；然后通过理论分析和开展对刀接触力测量试验，建立了接触力与进给电机转矩值之间的函数关系，并进一步确定了使用铣锪一体刀具加工时的优选对刀参数；最后，在钛合金试件上进行了自动对刀及锪窝加工试验，并对窝深进行测量。结果表明，加工后的沉头孔深度误差控制在0.05 mm以内，满足构件的设计精度要求。

摘要:制备了含聚酰胺-酰亚胺（PAI）功能化碳纳米管的杂化上浆剂，并研究了其对碳纤维/聚酰胺-酰亚胺（CF/PAI）复合材料界面耐老化性能的影响。结果表明，热老化处理前，杂化上浆剂改性CF/PAI的界面剪切强度（IFSS）和层间剪切强度（ILSS）与未改性CF/PAI相比，分别提高了42.5%和74.0%；热老化处理后，杂化上浆剂改性CF/PAI的IFSS和ILSS进一步提高了15.8%和20.8%。机理研究表明，杂化上浆剂通过化学键合、机械互锁和界面相容性等因素，有效提高了CF/PAI复合材料的微观界面耐热老化性能；碳纳米管的引入、热老化过程中基体树脂模量的增大，进一步提高了界面区域的模量和硬度，有利于提高应力传递效率并降低应力集中，从而提高了CF/PAI复合材料的宏观界面耐热老化性能。

摘要:为减少绝热材料混炼过程中因物料飞扬造成的物料的损失同时降低物料对环境的污染，结合EVA、POE低熔点投料袋可以与原材料一起混炼，在一定量的使用范围内对绝热层混炼胶和硫化胶的性能没有显著影响的特点，研究了低熔点投料袋对EPDM绝热层力学、烧蚀、硫化性能的影响。测试结果表明，随着EVA或POE材料用量增加，绝热层扭矩差值和硫化速率指数V_c逐渐下降，工艺正硫化时间t₉₀延长，EVA或POE材料并未参与到过氧化物硫化反应。随着POE用量增加，绝热层的拉伸强度和断裂伸长率明显上升，但EVA用量对绝热层力学性能无明显影响。随着POE或EVA材料用量增加，绝热层烧蚀性能无明显变化。

摘要:基于固体发动机热防护系统及对外防热材料的设计需求，以发动机在用自制环氧基、硅橡胶基外防热材料为研究对象，测试分析外防热材料及其高温烧蚀后的表观形貌，比热容、热导率、热扩散系数、平均线胀系数等热物理性能，获得两种外防热材料的热稳定性及烧蚀性能。结果表明，烧蚀后的环氧基外防热材料基体结构较为疏松，硅橡胶基外防热材料形成的碳层更为细密连续。环氧基及硅橡胶基外防热材料在250 ℃内的热导率随温度的升高变化较小，均处于较低水平。烧蚀后外防热材料的热导率，随着温度升高逐渐增大，平均线胀系数逐渐降低。对比两种外防热材料，硅橡胶基外防热材料中耐高温纤维及阻燃剂的引入使其烧蚀过程需要更高的热分解活化能，提高了材料的耐烧蚀性和抗冲刷性，可以满足更高热流环境需求。外防热材料烧蚀前后的热物性参数及烧蚀机理研究可用以指导外防热材料的研制。

摘要:随着运载火箭重型化发展，伺服作动器重量因其功率等级的大幅提升而增加，传统材料和结构设计方式已很难进一步提高产品的功重比。碳纤维复合材料具有低密度、可设计性强、高强度、高模量、耐腐蚀、耐疲劳等优点，作为大型结构件已广泛应用于航空航天领域。伺服作动器作为发动机推力矢量控制的关键单机，其减重具有十分重要的意义，国内外对于碳纤维复合材料作动器均已开展相关研究，但国内尚未见成熟工程应用案例。本文针对航天伺服作动器的应用特点，以工程应用为目标，从碳纤维复合材料作动器结构设计、铺层设计与仿真、摩擦副表面增强方式以及成型工艺方法几个方面开展相关研究。设计制造了碳纤维复合材料伺服作动器样机，相比同规格金属作动器实现减重49.2%，样机完成了相关液压试验，功能性能与现有作动器相当，初步具备工程应用的技术基础。本研究工作为运载火箭提升运力、降低能耗起到了积极推动作用。

摘要:CQFP封装器件大量应用在航天各型号电子单机中，其装焊质量影响整个电子单机可靠性。本文对CQFP封装器件不同加固工艺对焊点可靠性的影响进行试验分析。结果显示，使用EC-2216环氧胶加固CQFP器件四角位置满足宇航类电子产品高可靠装焊要求，该点胶方式最优；仅用GD414硅胶加固CQFP器件四角的加固方式抗振性能较差，必须使用硅胶填充印制板和器件陶瓷本体底部或四边之间间隙才能提升其抗振性能；但硅橡胶D04完全包裹并填充CQFP鸥翼型引脚时，温循试验过程中引线应力无处释放，焊点出现微孔聚集断裂，抗热疲劳性能大幅下降，因此此类器件使用硅胶加固时，应留出引线应力释放部位。本研究将为航天电子产品CQFP封装器件加固工艺提供参考。

摘要:针对手动检测中存在检测精度低、人为因素对检测结果影响大、检测结果不直观等问题，采用超声脉冲反射法，开展基于高速摄像识别定位的手动超声可视化检测技术研究，实现高速图像传输、识别定位、C扫描显示软件研制，构建手动超声可视化检测系统平台，利用碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）试样进行验证。结果表明：该系统图像处理速度较快，检测速度可达200 mm/s；该系统检测精度较高，可检出CFRP试样中Φ2 mm以上大小的缺陷，横向位置分辨力约为1 mm；该系统操作性强，适用广泛，结果准确，可靠和直观。

摘要:采用惰气熔融红外法对聚碳硅烷的氧含量进行了表征，分析了吸潮、吸附氧、粒径、称样量对氧含量表征结果的影响。结果表明，吸潮、粒径、称样量是影响氧含量表征结果的主要因素。当样品经过烘干，粒径＜100 μm，控制称样量在30～50 mg范围内，聚碳硅烷氧含量表征结果精密度＜3%。

摘要:C/SiC复合材料是一种包括C纤维、SiC基体以及二者间热解碳界面层的多相材料，本文对纤维、基体和界面的微观结构及纳米力学性能进行了分析和测试，从而与宏观力学性能测试结果形成互补。采用光学显微镜（OM）、扫描电镜（SEM）、能谱分析仪（EDS）等手段对C/SiC复合材料截面精细化结构进行了表征，并采用纳米压痕技术对典型代表区域的硬度和折合模量进行了测试。结果发现：C/SiC复合材料中的C纤维呈“皮芯”结构，其直径约为7 μm，表皮1.5 μm范围内的环状区域硬度为（5.45±0.28） GPa，折合模量为（33.1±1.4） GPa；芯部区域硬度为（6.85±0.21） GPa，折合模量为（33.8±0.34） GPa。SiC基体包括三种形态：纤维布层间分布的大块基体；大块基体周围分布的小块基体；在单个纤维束内、不同纤维丝间分布的细小基体。由于上述三类基体经历的高温裂解环境不同，因此在硬度和折合模量上均存在明显差异，硬度分别为（34.8±2.64）、（23.6±2.27）以及（21.3±1.81） GPa，折合模量分别为（210±19.7）、（165±8.58）、（124±10.8） GPa。C纤维和SiC基体之间的界面层厚度约为0.3 μm，力学性能测试方差较大，介于纤维和基体之间，起到了性能过渡的作用，其硬度为（13.6±3.03） GPa，折合模量为（99.3±13.0） GPa。

摘要:通过扫描电镜观察、元素分析和腐蚀增重测量等方法，研究了Mg-Gd-Y-Zn锻造镁合金在潮湿环境下腐蚀临界相对湿度及腐蚀动力学性能。结果表明：（1）Mg-Gd-Y-Zn锻造镁合金腐蚀临界相对湿度为40%~45%，当环境湿度≥40%时，镁合金开始发生腐蚀反应；（2）Mg-Gd-Y-Zn锻造镁合金腐蚀反应活化能E_a=0.382 eV，不同相对湿度对镁合金腐蚀的加速常数m=3.54702。

摘要:针对螺栓连接的预紧力一致性差、短期松弛等问题，以复合材料螺栓连接结构为研究对象，以普通螺栓预紧力形成机理为基础，结合高锁螺栓结构特点分析预紧力产生原理，推导了高锁螺栓扭矩-预紧力关联关系，通过螺栓拧紧试验确定了高锁螺栓扭矩法工艺中锁紧力矩、拧断力矩等参数，并且拟合了高锁螺栓扭矩-预紧力关系曲线；通过设计单因素试验分析了拧紧速度、润滑条件、拧紧步数等工况对螺栓连接预紧力一致性的影响。试验表明拧紧速度和润滑条件对螺栓预紧力一致性影响较大，高拧紧速度和施加润滑可以获得较大的预紧力，但是预紧力一致性会变差；针对螺栓拧紧后产生预紧力短期衰减问题，设计螺栓预紧力48 h自然松弛试验探究了拧紧速度、润滑条件、拧紧步数等工况下复合材料叠层结构螺栓预紧力自然松弛规律，结果表明润滑条件对复合材料叠层结构螺栓预紧力自然松弛影响最显著。