液体介质处理对纳米隔热材料细观结构的影响

为研究液体介质处理对纳米隔热材料细观结构的影响，并掌握材料结构对毛细管力的承受性，将纳米隔热材料分别在无水乙醇和去离子水中进行了浸泡和常温常压干燥处理。采用热导率测试结合SEM、N₂吸附-脱附、光学显微镜等对材料处理前后的细观结构进行了表征，并以Kaganer双孔模型对气相热导率随环境气压的变化进行了描述。研究结果表明，材料固体骨架颗粒尺度和孔隙结构均不受无水乙醇处理的影响；去离子水处理后的材料固体骨架颗粒尺度虽未改变，但颗粒之间的接触面积有所增大，并且孔隙结构发生了两极分化，一部分变大，另一部分变小；处理前以及无水乙醇处理后，材料的孔隙结构均可以等效为70 nm和300 nm两种尺度的典型孔隙，占比分别约为81%和19%，而去离子水处理后的材料孔隙结构需要等效为30 nm和60 μm两种尺度的典型孔隙，占比分别约为58%和42%。     

钛合金激光清洗及其对激光焊接气孔的影响

采用砂纸打磨、酸洗、激光清洗等方式对Ti6Al4V钛合金进行焊前清洗。通过扫描电镜、白光干涉仪、能谱仪分析了各种清洗方式下的表面形貌、粗糙度和化学成分，研究了不同清洗方式及参数对清洗效果的影响。在均匀熔透和表面质量良好的同一激光焊接条件下，比较了不同清洗条件对气孔率的影响。合适的激光清洗可有效清除焊接试件表面氧化层，并改善表面粗糙度，得到较低的气孔率，其焊缝可达到中国航天工业行业标准I级焊缝要求。     

中温后处理时间对一种环氧胶粘剂性能的影响

耐高温环氧胶粘剂通常需要进行升温固化,加温时间对胶粘剂性能有很大影响。采用万能试验机和热重分析仪对一种环氧胶粘剂的加温后处理时间进行研究。结果表明:这种环氧胶粘剂经过1h后处理即可得到优秀的高温性能,并且经过4h后处理后其高温性能具有稳定性。     

纳米隔热材料的孔隙结构特征与气体热传输特性

为研究纳米隔热材料孔隙结构内部的气体热传输特性, 采用溶胶-凝胶工艺结合超临界干燥技术, 制备了一系列具有不同孔隙结构特征的样品, 通过热导率、氮气吸-脱附和真密度测试, 全面、准确获取了其孔隙结构信息, 并专门、系统研究了孔隙结构特征与气体热传输特性之间的关系.研究结果表明: 与气相贡献热导率相对应, 材料具有双尺度孔隙结构特征, 并且当大孔隙尺度不及小孔隙的10倍时, 可进一步等效为单尺度孔隙.考虑气固耦合传热的本征气相贡献热导率随孔隙尺度的增大而升高, 与气相热导率变化类似且成一定的比例关系, 孔隙尺度小于200 nm和大于500 nm时的比例系数分别为2.0和1.5, 200~500 nm时则为2.0~1.5.当大、小孔隙尺度的比值不超过10时, 或者这一比值为100~1000且大孔隙含量低于10%时, 气相贡献热导率随环境气压的降低依次呈现快速下降、缓慢下降和无变化三个阶段; 当这一比值超过3000时, 即使大孔隙含量很低(不超过10%), 气相贡献热导率也会依次呈现快速下降、缓慢下降、快速下降和无变化四个阶段.      

碳纤维增强复合材料切削过程数值模拟研究进展

碳纤维增强复合材料由于具有优良的综合性能,被广泛应用于航空航天等领域。近年来,数值模拟技术在研究碳纤维增强复合材料切削加工过程、工艺参数优化、材料去除机理等方面发挥了重要作用。通过分析和讨论国内外碳纤维增强复合材料在切削力、材料表面完整性、损伤机制方面的研究及应用,综述了碳纤维增强复合材料切削过程数值模拟技术的研究进展,并对其发展方向进行了初步展望。     

高紫外反射ZnO/SiO2复合粉体制备及其热控涂层性能研究

目的 以ZnO/SiO2复合粉体为填料，开展新型热控涂层制备方法研究，提高传统白色热控涂层的紫外反射率, 研制出具有太阳全光谱高反射性能的热控涂层。方法 以硫酸锌和硅酸钠为原料，采用常温化学合成与高温热处理相结合的方法制备ZnO/SiO2复合粉体，通过X射线衍射仪、扫描电子显微镜及紫外可见分光光度计等仪器，对复合粉体的微观结构及光学性能进行表征。然后以ZnO/SiO2复合粉体为填料，以无机硅酸钾为粘结剂，制备了ZnO/SiO2热控涂料，通过不同颜基比和厚度的优化，得到了太阳全光谱(200~ 2600 nm)高反射白色热控涂层的制备方法。结果 研制的ZnO/SiO2复合粉体在紫外波段的反射率均大于88%，与传统ZnO粉体相比具有明显提升。当以无机硅酸钾为粘结剂、颜基比为2:1、喷涂厚度为100~140 μm时，所制备涂层在太阳全光谱呈现高反射特性，此时涂层的太阳吸收比为0.12，红外发射率为0.92。结论 ZnO/SiO2热控涂层具有优异的热控性能，与传统白色热控涂层相比具有更低的吸收比，同时在太阳全光谱具有高反射特性，可以满足新一代大功率卫星长寿命和高效散热的技术需求。     

自动钻铆通孔深度在线测量精度影响因素分析与实验研究

为实现大型复合板类零件的自动化钻铆,在前期研究中已形成通孔深度在线测量方法与装置,并完成样机研制与初期实验验证。然而,装置测量结果易受预设探针进给速度及预设白像素阈值大小的影响。本文首先针对探针进给速度以及白像素阈值大小对测量精度的影响进行深入分析,探究上述测量参数对测量精度的影响机理与影响规律,并对其影响趋势进行预测,然后进行了进给速度对测量精度的影响实验,以及白像素阈值对测量精度的影响实验,验证了预测方法的正确性。实验结果表明,随着探针进给速度的增加,测量精度会逐渐降低;而随着白像素阈值的减小,测量的孔深值会逐渐减小。     

双酚芴环氧树脂体系热性能和粘接性能研究

环氧树脂是一种性能优异的热固性树脂，在结构胶粘剂和纤维增强复合材料领域应用广泛。但是常见的环氧树脂体系耐热性普遍较差，近年来，航空航天领域对材料的热性能提出了更高的要求，常规的环氧树脂体系已经无法满足耐高温需求。针对该问题，我们设计了一种耐热性较高的双酚芴型环氧树脂体系，并对其热性能和粘接性能进行了研究。在本文中，首先采用流变学方法和DSC研究了其工艺性能，使用DMA和TGA法分析了环氧树脂体系的耐热性能，并通过单搭接剪切试验测试了该环氧体系的粘接性能。结果表明，双酚芴型环氧树脂体系可在180℃固化，固化后的玻璃化转变温度达到190℃，失重5%时的温度为392℃，150℃时的剪切强度为5.8 MPa，展现了优异的耐热性能和粘接性能。     

低于液氮温度的泡沫塑料吸湿增重

为减少火箭上液氢/液氧燃料蒸发损失,要求绝热材料热导率小,附加质量轻,并有好的抗应力强度。泡沫塑料因其密度低、绝热性能及机械强度好等优点,是国内外最广泛使用的火箭上深低温系统绝热材料。但泡沫塑料长时间存在大温度梯度时,将强化吸湿增重,从而增加火箭起飞附加质量,也恶化绝热效果。因此,获得可靠的泡沫塑料吸湿增重数据对大推力火箭推力设计有重要意义。报告了用脉管制冷机冷却的泡沫塑料吸湿增值实验装置及实验结果。利用两台自行研制的GM型单级脉管制冷机提供冷量,样本一面被冷却到约45 K温度,同时另一面暴露在30℃恒温及>95%的相对湿度环境。设计了一种波纹管结构来减少环境对真空低温系统的漏热。总共测试了4组8个样本,测试时间为7 h。测试结果与液氮温度的测试结果进行对比和分析,结果发现两者吸湿增重相同,即温度梯度降低引起的低温泵增强效应在该温区可忽略不计。同时发现样本搭接结构对吸湿增重没有影响。     

(TiB_(2)+TiB)/Ti-22Al-25Nb复合材料的热变形行为与组织演变EI北大核心CSCD

以放电等离子烧结(TiB_(2)+TiB)增强Ti_(2)AlNb基复合材料为初始材料,在Gleeble-3800热模拟实验机上开展了(TiB_(2)+TiB)/Ti-22Al-25Nb复合材料的热压缩变形实验,研究了变形温度1060~1150℃、应变速率0.05~5 s^(-1)范围内复合材料的热变形行为。通过对流变应力-应变数据分析,构建了复合材料在B2单相区内的本构方程,分析了不同Zener-Hollomon(Z)参数下复合材料的组织演变规律。结果表明:(Ti B_(2)+TiB)/Ti-22Al-25Nb复合材料的峰值应力随变形温度的升高和应变速率的降低而降低,压缩曲线存在不连续屈服现象。Z值对复合材料的组织演变和变形机制均有重要影响。当ln Z值处于较高水平(35.88)时,复合材料出现局部塑性流动变形失稳区,动态再结晶程度较低,再结晶晶粒平均尺寸为3.82μm,增强颗粒粒径平均尺寸为6.93μm。当ln Z值处于较低水平(29.11~31.28)时,复合材料心部区域均发生完全动态再结晶。随着Z值降低,当ln Z为29.11时,动态再结晶晶粒长大,其平均尺寸增至9.16μm,并且由于B元素扩散的加快,促进了烧结残余TiB_(2)颗粒向Ti B晶须(Ti Bw)转变,原位反应更加充分,增强颗粒平均尺寸减小至2.77μm,TiBw的团簇现象明显减弱。