摘要：复合材料正弦波形梁作为复合材料结构-功能一体化的典型构件,在结构高强、高刚和稳定的前提下,其压溃峰值应力和稳态损毁吸能行为是设计结构件的关键性能指标,而这两个指标与梁的引发机制密切相关。本文中设计了根部打孔削弱机制、根部预埋倒角机制、根部非对称梯度削弱和根部对称梯度削弱机制等3种不同引发机制,通过对正弦波形梁的静态压溃实验及对压溃梁的宏观和微观形貌分析,发现引发机制对正弦波形梁的失效引发和稳态损毁模式影响很大,根部预埋倒角正弦波形梁的失效引发和稳态损毁吸能效果最好。

摘要：为获得好的强韧化效果,提出了适合碳纳米管强韧化陶瓷基复合材料的嵌入型显微结构模型,应用杂凝聚法,分别采用单壁、多壁及定向碳纳米管复合,制备了具有该种结构特征的复合材料。对比研究了上述三种CNTs/Al2O3复合材料显微结构的差异及对复合材料性能的影响。结果表明,碳纳米管种类、形态及分散性对嵌入型显微结构的形成有影响,细且直的单壁碳纳米管有利于形成嵌入型显微结构。

摘要：利用溶胶-凝胶酸碱两步催化法和超临界干燥法制备了SiO2气凝胶。反应物的配比是影响SiO2气凝胶制备最主要的因素。为了得到热导率最小、密度最小的SiO2气凝胶,本文设计了一个4因素、3水平的正交实验确定去离子水、无水乙醇、HCl和氨水等反应物与正硅酸乙酯(TEOS)的摩尔比。同时为了保证所有实验均能在相同条件下发生,确定了其他实验参数。结果表明:SiO2气凝胶制备的最优反应摩尔配比为TEOS:去离子水:无水乙醇:HCl:NH3.H2O=1:4.5:10:0.0005:0.0018。这将为进一步探讨SiO2气凝胶制备工艺优化和热物性设计提供参考依据。

摘要：针对高超声速飞行器的特点,分析了热防护系统中应用高导热材料实现热管理的必要性。通过对碳材料石墨片层结构的热传导机理及其各向异性特征进行分析和讨论,提出了利用高导热碳材料进行疏导式热管理的思路,并根据碳材料的结构特点设计了几种可能的热管理结构模型。

摘要：介绍了一种用连续变形带来斜缠制造防热层的新技术。通过对工艺和材料性能等多方面的对比试验 ,结果表明用连续变形带材料 ,斜缠防热层的制造工艺性得到了很大的改善 ,缠绕件较为密实 ,布层排列非常规整 ,防热层表面无布层扭曲和皱折等缺陷 ,非常有利于控制防热层的滚转特性 ,而且材料的力学等性能也有很大程度的提高。由于连续变形带本身具有很强的可设计性 ,因此本技术有着很大的发展潜力和应用前景。

摘要：文摘将纳米多孔结构和多层反射屏引入柔性隔热毡中,设计出一种具有多层反射结构的柔性纳米隔热材料,并结合材料的微观结构对其隔热机理进行了分析。结果表明:多层反射屏抑制了材料的红外辐射传热量,纳米多孔结构降低了气体导热和对流传热,有效地提高了材料的隔热性能。

摘要：综述了航天透波多功能材料的应用需求、使用环境和相关的研究领域 ,对透波复合材料在研究过程中面临的增强结构、材料体系等技术问题进行了分析 ,讨论了在不同使用温度、飞行马赫数、高温使用时间等特殊环境条件下材料的性能 ,并介绍了在多功能透波材料研究中采用的材料设计、材料研究系统工程方法。

摘要：以相关地面模拟飞行考核试验条件为依据,对通用再入飞行器长时间大面积防隔热连接结构进行了三维模拟仿真,给出了计算的温升数据曲线,与试验结果吻合较好,对同类防隔热结构的设计和工艺的优化具有一定的理论指导意义。

摘要：对未经炭化和经不同温度炭化处理后的三维五向碳/酚醛编织复合材料进行了纵向和横向拉伸实验,获得了拉伸应力-应变曲线,并确定了材料的拉伸强度、拉伸模量、破坏应变和泊松比等主要力学性能,分析了这类材料经不同温度炭化处理后拉伸力学性能的变化规律。对试件拉伸实验后的破坏断口进行了宏观和微观分析,探讨了材料的变形和破坏机理。实验结果表明:随炭化处理温度的增加,三维五向碳/酚醛编织复合材料的纵向、横向拉伸强度和拉伸模量均呈先降后升的趋势,存在一个转折温度,超过该温度,材料的拉伸强度和拉伸模量从下降变为上升,但拉伸模量的变化幅度较小;但是,随着炭化温度的升高,材料的破坏应变是逐渐降低的。通过形貌观察和树脂热分解机理分析,认为在不同的炭化处理温度下,材料的细观组织结构演变存在明显的差异,因此造成了材料力学性能的变化。

摘要：制备了超薄纳米隔热材料和高反射金属箔,并组合成多层反射纳米隔热材料。结果表明:制备的超薄纳米隔热材料表面平整、厚度小于0.5 mm,材料的孔和粒径为纳米尺度;制备的金属膜结构紧密,厚度满足设计要求,在中心波长附近平均反射率高于95%。典型多层反射纳米隔热材料室温热导率为16 mW/(m.K)。