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针对弹性隔热材料在火箭飞行极端环境下的应用研究进展进行综述。首先，概述了弹性隔热材料在固体火箭发动机热防护中的关键作用，以及其耐高温、耐高压与抗高速气流侵蚀的特性。随后，重点分析了丁腈橡胶、三元乙丙橡胶、硅橡胶及热塑性聚氨酯四类基体材料的改性策略。策略包括通过纤维增强、纳米填料协同及表面处理等技术，优化材料的烧蚀性能与机械性能。同时，探讨了碳层形成机制及多尺度填料对热防护效果的影响。最后，总结了现有材料在极端热流（＞3 000 ℃）下所面临的挑战，如碳层剥落、界面脱黏及环保性不足等问题。未来弹性隔热材料将不断发展创新，旨在提升其在极端环境下的性能，为火箭飞行安全提供保障。

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碳纤维复合材料（CFRP）因其耐腐蚀、高强度等优异的材料特性常与合金材料组成叠层结构应用于航空航天等尖端领域。由于两种材料的加工性能差异，其叠层结构制孔过程中易出现界面毛刺、界面烧蚀、界面积屑、界面孔径不一致等界面损伤，严重影响叠层结构服役寿命。本文围绕CFRP/合金叠层材料制孔界面损伤进行了系统综述，在叠层界面切削特点方面，阐述了叠层制孔的钻削过程及切屑、轴向力、钻削温度的形成与变化；在界面损伤形成方面，基于叠层制孔钻削机理，分析产生损伤的影响因素；在界面损伤抑制策略方面，从加工参数、制孔刀具、加工方式三方面，阐述了抑制界面损伤的有效策略。最后，对抑制CFRP/合金叠层材料制孔界面损伤的未来研究趋势进行展望。

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利用Abaqus有限元分析软件，建立了CFRP/Ti钻削有限元仿真模型，将Hashin（3D）失效准则写入VUMAT子程序作为碳纤维层合板的失效分析判据，分析了YG8硬质合金钻头钻削CFRP/Ti叠层材料时的轴向力、应变规律，进一步研究了切削速度、进给量、钻头顶角对CFRP/Ti叠层结构制孔缺陷的影响规律，并开展钻削实验进行验证。仿真与实验结果表明：主轴转速为750 r/min，进给量为0.025 mm/r，钻头顶角为140°时得到的碳纤维入口质量最优。在低转速、低进给量，大钻头顶角的情况下，轴向力更小，叠层板的钻孔质量更好，标准顶角钻头不适合加工叠层材料。

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机织预浸料越来越多地应用于直升机桨叶热模压制造，其力学行为的准确表征对成型质量的预测和控制有重要影响。本文重点研究CF3052/3238A碳纤维/环氧树脂机织预浸料热模压过程中不同温度和加载速率对面内纤维方向拉伸、面内剪切和面外弯曲力学行为的影响规律。结果表明，CF3052/3238A碳纤维/环氧树脂预浸料的拉伸模量随温度和加载速率变化不大；剪切变形行为随着温度升高，对加载速率的敏感性降低，材料剪切模量明显下降；材料剪切模量随着加载速率的升高而升高；加载速率一定时，预浸料样品弯曲刚度随温度升高而降低，而当温度一定时，预浸料的弯曲刚度随加载速率的增加而升高。在此基础上，基于预浸料面内单轴拉伸、剪切变形与面外弯曲变形特性，采用壳膜混合单元将预浸料面内拉伸变形与面外弯曲变形完全解耦，考虑了预浸料的真实弯曲刚度并使用准确追踪纤维方向的非正交本构模型描述机织预浸料的材料行为，对机织预浸料面内剪切变形以及半球形结构的成型进行模拟，证明了该成型模型的有效性和正确性。

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为了优化小型薄壁环形工件惯性摩擦焊接工艺参数，研究工艺参数与焊接接头形状以及轴向缩短量之间的关系。本文基于有限元理论，使用ABAQUS软件建立了一个二维轴对称耦合热力学有限元模型，以焊接件的抗拉强度作为响应指标，采用了Box-Behnken试验设计方法进行响应面分析，建立回归预测模型，再进行试验验证。结果表明：通过响应面法拟合得到的二次多项式回归模型，其显著性P值小于0.000 1，失拟值大于0.05，说明了该数学模型的合理性。优化得出的最优工艺参数：初始速度为380 r/min，摩擦压力为268.93 MPa，转动惯量为350 kg·m²。试验值与模型预测值的误差在5%以内。

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通过纳米压痕技术结合有限元仿真与量纲分析方法，反演分析单晶锗的幂律型本构模型参数。对单晶锗（111）晶面进行纳米压痕测试，获取载荷-位移数据；基于有限元仿真建立与实验对应的无量纲函数关系，并通过拟合确定幂律本构模型的具体参数。实验所得载荷-位移曲线与有限元仿真结果呈现出较高一致性，验证了反演过程的可靠性。结果表明，通过该方法反演获得的幂律本构模型能够较好地描述单晶锗在纳米压痕过程中的弹塑性力学行为，为该类材料在微纳尺度下的力学建模提供了可靠依据。

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CFRP缠绕成型砂轮具有较高的环向强度，但其径向强度较低，复合材料层间易脱裂，限制了砂轮的性能，而多环过盈装配可以有效地提高缠绕砂轮的径向强度。本文通过理论分析建立解析模型，研究各向异性砂轮的过盈量选择，并通过有限元模型与变形测量实验分析了尺寸为Φ360 mm×120 mm×16 mm的砂轮多环过盈装配时不同参数（过盈量、各环厚度、装配环数）对缠绕成型砂轮结构性能的影响。结果表明：砂轮装配环数越多，应力分布越均匀，各环间越不容易脱裂；砂轮各环厚度越小，所受径向应力就会越大，越不容易分层，砂轮从内环到外环厚度分配逐渐增大时，砂轮变形量最小，整体性能更好；相邻两环间的过盈量分配对其他各环的应力水平影响较小，两环间过盈量越大越不容易分层；通过改变两环间的过盈量来调节两环间径向应力的状态，使砂轮各环间在转动时更不容易分层，有效提高砂轮性能。

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对2种粒径的石墨原材料采用3种湿化学方法制备氧化石墨（GTO）及氧化石墨烯（GO）进行研究。采用XRD、IR和SEM、TEM分析方法，定性地分析所获得不同GTO和GO的层间距、表面官能团、结构完整性、微观形貌等；同时，引入Raman表征中D峰来源概念，根据不同样品的I_D/I_G比值，半定量地分析了石墨结构在化学反应中引入的缺陷程度，即表面含氧官能团的比例。结果表明，通过控制合成方法和石墨粒径能够获得不同官能团状态及具有不同性能的氧化石墨烯。化学方法对石墨的氧化程度依次为：水热＞Hummers≈Staudmaier，石墨原材料尺寸越小，石墨氧化过程越明显。

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硅基气凝胶是一种具有优异性能的材料，但其力学性能差，干燥方式繁琐，严重限制了其实际应用。对此，本文以对苯二甲醛和3-氨基丙基三甲氧基硅烷为前驱体，甲基三甲氧基硅烷和二甲基二甲氧基硅烷为共前驱体，采用溶胶-凝胶法和常压干燥法制备了新型桥联型二氧化硅气凝胶，探究了n（H₂O/Si）对气凝胶性能的影响，对制备的桥联型气凝胶的密度、收缩性、疏水性、力学性能和热性能进行了详细的研究。结果表明，当n（H₂O/Si）为4时所制备的气凝胶具有较低密度（82 mg/cm³）和热导率［29 mW/（m·K）］、较高疏水性（接触角150°）和优异的柔韧性（E=40 kPa），在50%应变下，经过100次压缩循环后，应力仅降低10%。热重分析表明，在380 ℃的氮气气氛内，质量损失小于5%，具有优异的热稳定性。

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为降低导电橡胶制造成本，提升工程应用价值，采用原位法合成了氧化石墨烯/银/聚苯胺（GAP）复合材料，并制备了GAP增强导电橡胶。SEM等表征结果显示，Ag⁺离子和苯胺单体以氧化石墨烯为模板，原位生长成纳米银颗粒和枝状聚苯胺，形成GAP复合材料。GAP粉体能够有效分散至硅橡胶基体中获得增强橡胶材料。当添加量为100 phr时，硅橡胶拉伸强度达到4.67 MPa，断裂伸长率为430%，拉伸模量为0.76 MPa，体积电阻率则达到8.1 mΩ·cm，与银粉增强硅橡胶相当（对比试验分别为4.89 MPa、422%、0.72 MPa和5.4 mΩcm）。GAP增强硅橡胶邵尔A硬度为64，相比银粉增强硅橡胶（76）降低了15.8%，具有较高的工程应用价值，制造成本也有望下降。

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针对Fe-20Mn-6Al-1.5C-5Cr钢（编号：ZG-6号），采用光学显微镜（OM）、扫描电镜（SEM）、透射电子显微镜（TEM）以及物理化学相分析等试验方法研究了不同固溶与时效工艺对其组织及硬度的影响。在1 050、1 100、1 150 ℃下分别进行固溶处理。结果表明，随着固溶温度的升高，碳化物溶解，硬度升高，固溶温度在1 150 ℃以上可获得单一奥氏体组织。在此基础上，对1 150 ℃固溶处理的试验钢进行不同温度时效处理（450~525、550、650 ℃，时效时间2 h）后发现，时效温度为550 ℃时，晶内相浓度达到饱和，硬度达到时效峰值（316HB）；时效温度为650 ℃时，形成片层状-碳化物，试验钢硬度降低；在650 ℃时效16 h后，晶界-碳化物达到饱和并向晶内长大。

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研究一种真空辅助树脂浸渗（VARI）工艺用阻燃型乙烯基酯树脂的性能，为开展乙烯基酯树脂的应用提供数据支撑。利用黏度仪、差氏扫描量热仪、动态热机械分析仪、氧指数测试仪、万能试验机等测试手段表征分析树脂体系的工艺适应性、耐热性能、阻燃性能和树脂及其复合材料的力学性能。研究结果表明，该树脂体系在20~30 ℃的凝胶时间均大于30 min，25 ℃的黏度可长时间保持在400 mPa·s左右，具备良好的工艺适应性；分析固化动力学参数，得到了树脂体系的凝胶温度、固化温度和后处理温度；耐热及阻燃性能优良，热变形温度可达114.3 ℃，玻璃化转变温度可达134 ℃，极限氧指数高于27%，达到难燃物质标准；浇铸体及复合材料力学性能优异，其中浇铸体弯曲强度可达156 MPa。该树脂性能优良，具备开展后续应用研究的基础。

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为满足新一代卫星结构平台对低密度胶黏剂的迫切需求，本文采用硅烷偶联剂对空心玻璃微珠进行表面改性，采用共混法制备出低密度胶黏剂，并进行力学性能、耐空间环境性能、蜂窝夹层结构后埋件拉脱力以及胶黏剂密度测试。结果表明：新型低密度胶黏剂的密度为0.67 g/cm³，比J-133胶黏剂密度下降46%，剪切强度为26.2 MPa，蜂窝夹层结构M4后埋件拉脱力为5.1 kN；胶黏剂经历高低温冲击试验后，力学性能变化不大，且质损（TML）及可凝挥发物（CVCM）均比J-133胶黏剂有所下降，其具有优异的力学性能及耐空间环境性能，能够满足未来航天器对低密度胶黏剂的需求。

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复合材料矩形管在航空航天等领域应用很广泛，而且常常作为关键的承力件和功能件，对尺寸精度和表面质量要求较高，传统的拉挤、缠绕成型工艺难以满足相关要求。本文结合模压及软模膨胀工艺的优点，对高精度复合材料矩形管模压-热膨胀成型工艺进行了研究，从产品的材料选择、模具设计、成型制作等工艺过程进行了阐述。其中成型用阴阳模选用Invar钢，芯模选用铝合金材质，利用二者膨胀系数差值较大的特点，制作出了内外表面质量好的产品，尺寸精度满足指标要求，为同行成型制作类似复合材料矩形管提供了一种思路。

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切削力和切削热均是药柱切削加工中的重要因素，本文首先设计了两项单因素试验，分析了药柱切削过程中切削力和切削温度的变化规律，最后通过正交切削试验，对切削工艺参数进行了优化。结果表明：进给速度越大，主切削力、背向力和进给力均呈上升趋势，其中PCD刀具的主切削力和背向力最小；进给速度对温度的影响不大，PCD刀具切削时的温度最低。对切削加工工艺参数进行优化后，当V_c=65 m/min，V_f=30 mm/min，a_p=0.5 mm，γ₀=20°，α₀=15°时，主切削力和切削温度总体最低。

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短路和开路是电子元器件失效分析中最常见的两种失效模式，多数情况下一只失效件往往只表现出短路或开路中的一种模式。本文针对一只同时存在短路和开路模式的固体继电器（Solid-state relay，SSR）进行分析，结合测试结果，分别对两种失效模式进行失效排查。最终确认固体继电器内部栅极焊点虚焊造成栅极无法驱动及栅极电荷无法释放是导致的开路和短路失效现象的原因。

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基于卫星分系统“快、智、廉”的项目研制需求，开展了一种星载极高频MCM（多芯片组件）接收部件的组装工艺技术研究。通过结构布局、材料器件选型、工艺流程的设计，以及对连接器烧结、基板烧结、芯片黏接等关键工艺环节的技术攻关，探索出了一种星载极高频产品的工艺实现方案。解决了射频装入件与铝机壳的热失配问题，组装精度达到50 μm。相比传统的星载MCM模块，该产品的成本为原来的1/5，生产效率提升了一倍，自动化率达到90%，实现了“快、智、廉”的研制目标。产品现已在卫星上成功应用，并已开始批量生产。