Abstract:

具有轻量化、耐高温、高抗损伤、重复使用、易于维护等性能的热防护材料是空天往返飞行器的关键材料，影响飞行器的先进性、可靠性、维护性和经济性。本文针对可重复使用飞行器机身大面积、头锥、翼前缘以及控制面等部位所需的热防护材料，综述了刚性隔热瓦、柔性隔热毡、抗氧化C/C、C/SiC、TUFROC等可重复使用热防护材料的发展历史、研究现状及在飞行器上的应用情况。总结了高温服役过程中典型热防护材料的损伤及性能衰减行为，并提出以材料损伤为基础，研究材料的可重复使用性能及寿命预测方法。最后，提出研制高性能可重复使用热防护材料、发展热防护材料可重复使用理论方法与标准、建立可重复使用热防护材料数据库是该领域今后需要重点关注的方向。

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针对未来可重复使用航天器需求，本文首先简要分析了国外典型重复使用航天器耐高温复合材料结构设计技术应用进展与特点，包括美国X系列、追梦者飞行器。然后从结构选材、设计和分析等方面，论述了可重复使用航天器大量应用先进耐高温树脂基复合材料整体结构相关的主要工程技术现状和发展方向，从工程应用角度为未来可重复使用航天器结构研制提供理论分析。最后介绍了未来需开展的可重复使用航天器耐高温复合材料结构设计技术重点研究内容。

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耐高温树脂基复合材料具有低密度、高比强度、高比模量、抗疲劳、耐腐蚀、可设计性强等优点。因其在结构轻量化中的巨大应用潜力，在航空航天领域广受关注。本文重点介绍了双马来酰亚胺、聚酰亚胺和邻苯二甲腈三种耐高温树脂及其复合材料，并对其树脂基体的历史发展脉络、复合材料成型工艺与力学性能的研究现状，以及在航空航天领域的应用进行了综述。最后，通过提炼对比三者在工艺性、力学性能上的特点和工程上的典型应用场景，拟为航空航天领域中的材料选择提供参考。

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火箭贮箱是运载火箭的重要组成部件，但服役环境相对恶劣，在储存液体推进剂的同时还承担着复杂的结构载荷。结构材料是贮箱制造发展的根本，也是航天运载器变革的关键。本文主要介绍国内外运载火箭贮箱结构材料的应用及其发展现状，对铝合金、不锈钢、钛合金等金属材料以及复合材料贮箱进行了综述，系统性地总结了贮箱材料的变革历程和应用情况，并对未来贮箱材料的发展方向提出新的见解与展望。

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重复使用航天运载器是航天运输系统发展的重点目标之一，机构技术是运载火箭多功能化、可复用化发展的重要支撑，其减震缓冲功能对阻尼机构有着广泛的需求。电涡流阻尼是一种基于电磁感应原理的非接触式的阻尼产生方式，具有无磨损、无漏液、性能稳定、可靠性高、维护性好、便于长期贮存等优势，并且是一种电涡流阻尼原理的速度型阻尼机构，在车辆制动、建筑减振等工程领域中应用广泛。本文对永磁体电涡流阻尼器的基础原理进行了阐述，按直线式、轴向旋转和径向旋转进行分类，并分析了应用的材料类型。研究了重复使用运载火箭在展开缓冲、抑振隔振、冲击缓冲、主动控制等方面对阻尼机构的需求，详细分析了电涡流阻尼技术在运载火箭机构设计领域的应用现状和发展前景。

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针对典型复合材料结构固化成型过程中变形难以控制的问题，本文对典型复合材料结构的固化变形进行仿真预测，从固化工艺和模具补偿两方面对固化变形加以控制和验证。固化工艺方面以各设计点变形数据为基础确定了最优固化工艺曲线，模具补偿方面提出了一种构件有限元模型自适应调整的方法，综合考虑固化工艺参数与模具型面补偿采用了一种基于全局补偿量的协同控制方法。结果表明，通过仿真模拟L形构件的固化变形误差为12.4%，借助响应面优化算法得到的L形构件最优固化工艺曲线其固化变形预测值与各试验设计点最大变形的最小值偏差不超过3.3%；T形加筋壁板有限元模型经自适应调整后，对于下表面与目标型面之间的偏差距离，数值模拟值与试验测量值的最大相对误差为17.20%。通过全局补偿量的协同控制方法对半筒形壁板的模具进行补偿，其固化变形最大值相比于传统单一模具型面补偿控制方法降低了接近90%。

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为开发具有良好防隔热和力学性能的高性能石英纤维毡，基于传热数学方程，预测了石英纤维毡的厚度对其隔热性能的影响规律；为提高纤维毡的力学性能，探究了在纤维毡中添加不同层数的石英纤维布对其力学性能的影响规律；此外还探讨了针刺密度对石英纤维毡隔热性能和力学性能的影响。结果表明：石英纤维毡传热模型与实验吻合度可达94.8%；石英纤维毡厚度提升2 mm，其隔热性能提高20 ℃左右；添加石英纤维布可以显著提高纤维毡断裂强力和撕破强力；针刺密度可以提升纤维毡力学性能，但针刺密度过大会破坏纤维毡结构，使其力学性能下降。

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贮箱是重复使用火箭的关键部件之一，焊缝的完整性评定是重复使用火箭贮箱设计制造的难题。本文根据断裂力学弹塑性原理及双参数2A级失效评估方法，对重复使用火箭贮箱焊缝裂纹进行定量评估。基于贮箱焊缝完整性评定流程，给出求解贮箱箱底焊缝剩余强度和临界裂纹尺寸的方法，结合实例确定了典型贮箱高风险失效危险部位。计算结果表明，结构临界裂纹尺寸随外加应力增加而减小，剩余强度随临界裂纹长度增加而减小；在相同外加应力下，临界裂纹尺寸随结构外径的降低而减小；在一定临界裂纹尺寸下，剩余强度随结构外径增加而增加。

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TA17钛合金是航空航天等工程中重要的结构材料，其疲劳裂纹扩展性能直接影响整体结构的安全性和完整性。本文基于Cr2Ni2MoV钢材紧凑拉伸试样斜裂纹疲劳裂纹扩展的试验结果，验证了ABAQUS软件XFEM模块用于分析平面应力状态下疲劳裂纹扩展的有效性，然后采用XFEM模块分析了TA17钛合金及其连接件的疲劳裂纹扩展性能。结果表明降低最大荷载、减小加载比和采用长圆孔型均可有效提高TA17钛合金连接件的疲劳寿命。采用XFEM模块可以预测连接件疲劳寿命的S-N曲线，预测TA17钛合金结构载荷增大33.3%，疲劳寿命减小为原来的1/4，可为工程疲劳设计提供参考依据。

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以超轻质开孔柔性聚酰亚胺泡沫为基体，采用溶胶凝胶工艺制备了一系列二氧化硅气凝胶原位填充的聚酰亚胺复合泡沫。复合泡沫密度10~100 kg/m³可调，厚度1~ 400 mm可调，最大宏观尺寸可达1 m×1 m。对其泡孔结构、隔热性能、热性能进行了系统表征，分析了二氧化硅气凝胶原位填充聚酰亚胺泡沫的隔热机理。结果表明：二氧化硅气凝胶的引入，可有效降低复合泡沫室温热导率，提高其隔热性能；随着二氧化硅气凝胶含量的增加，聚酰亚胺复合泡沫的热导率由38.8 mW/（m·K）降低至19.6 mW/（m·K）；热端温度300 ℃时，复合泡沫热导率仅为61.1 mW/（m·K）；填充二氧化硅气凝胶后，聚酰亚胺复合泡沫热稳定性大大提高，在900 ℃下热失重残留量约为80%。

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研究了一种耐高温改性双马来酰亚胺树脂（805）的工艺特性、流变特性和耐热性能，在此基础上制备了TG800/805国产高强中模碳纤维复合材料，并对高温及室温的力学性能和断裂微观形貌进行了表征。结果表明：805树脂的最低黏度为1.6 Pa·s，具有良好的工艺性；TG800/805复合材料具有优异的力学性能，经280 ℃热处理后，其弯曲强度和层间剪切强度在280 ℃的保持率分别为68%和52%，其玻璃化转变温度（T_g）为356 ℃，说明研制的TG800/805材料体系可以在280 ℃高温下较长时间使用。

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通过简便、高效的方法合成了硅氮化合物，以此为固化剂，分别完成了轻量化组元和烧蚀维形组元研究，最终获得了热稳定性优异、高温下尺寸稳定性高、抗烧蚀性能好的可重复使用飞行器用低密度防热涂层。结果表明，该防热涂层经过有限次静态烧蚀，密度、质量保留率均趋于稳定，力学性能能够满足使用需求。涂层经过高达10次石英灯烧蚀考核，防隔热性能无下降；经过5次风洞烧蚀考核，防热涂层抗烧蚀、防隔热性能无下降，进一步证明该种防热涂层经过有限次重复使用，仍能够对飞行器起到良好的热防护作用。

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重复使用贮箱是重复使用运载器的关键部件，使用寿命长，受力复杂，构型独特，是重复使用运载器研制的难点，为找到一种科学合理的研制方法，本文对重复使用液氧贮箱的设计、制造与试验进行研究。在传统火箭贮箱研制的基础上，进行了创新研究，阐述了设计思想、设计理念和贮箱材料选择，发明了液氧贮箱的前支撑、消能器与箱内附件的连接结构；对箱底的成型工艺和箱体的焊接方法进行研究得出：整体旋压成型工艺优于传统的瓜瓣拼焊工艺，真空电子束焊接可以保证箱体质量和尺寸精度；关于试验的创新包括用试片级前支撑结构选型试验和强度极限试验取代全尺寸真实环境试验，进行箱外消能器测试而不是箱内测试，以及将光纤检测技术纳入传统的箱体静力试验。

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纵向解锁机构是一套用于运载火箭整流罩两半罩连接与分离用的机构产品，其核心组件锁钩在验收和总装过程中需要重复多次解锁装配，弹簧是锁钩分离时使用的驱动元件。为提高弹簧可靠性，本文研究使用离子液体镀铝工艺替代含有氢脆隐患的电镀锌进行表面处理。首先通过典型产品试镀形成工艺方法，随后进行弹簧试制，最后开展热环境和锁钩机构试验验证弹簧可靠性。结果表明，离子液体镀铝工艺中的喷丸工艺会导致弹簧力值略微下降；这种状态的弹簧能够满足环境适应性要求，重复解锁会造成弹簧镀层磨损，力值下降约5%，但仍满足设计要求。弹簧使用离子镀铝工艺表面处理能够替代电镀锌，工艺实施过程中的喷丸后处理需要严格控制，重复使用时对弹簧镀层和力值的影响需要关注。

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原位自生铝基复合材料具备轻质、高模量和高强度，是实现装备结构轻量化的关键材料之一。塑性加工变形量是决定铝基复合材料组织和性能的重要因素。本文以三种典型截面规格型材为载体，研究了挤压变形量对热挤压制备TiB₂/7050Al复合材料组织结构与力学性能的影响规律与作用机制。采用扫描电子显微镜与背散射电子衍射技术，分析了复合材料内颗粒分布与三维晶粒结构，及其与挤压变形量的演化规律，讨论了复合材料不同组织结构下的室温拉伸性能与抗疲劳性能。结果表明：TiB₂/7050Al复合材料型材同时具备高弹性模量（78~84 GPa）、高强塑积（6 588 MPa·%）与高疲劳极限（289 MPa），将在航空航天等领域具有广泛的应用前景。

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针对T8态2195铝锂合金在氩弧焊焊时接头裂纹敏感性高、接头力学性能差等问题，开展2195铝锂合金焊丝研制工作，对接头的显微组织、抗裂性能及综合力学性能进行了研究。结果表明，2195铝锂合金熔焊接头主要由α-Al、Al₂Cu、Al₃（Ti，Zr）相组成，具备优异的抗裂性及力学性能，其裂纹敏感性K₁＜1%，K₂=0%，接头常温抗拉强度约为390 MPa，延伸率为6.3%。BJ-4505焊丝的研制为2195铝锂合金工程应用提供技术支撑。

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研究了苯基阻尼硅橡胶的湿热老化过程，重点考察了其拉伸性能、阻尼性能和压缩回弹性能。对于拉伸性能，实验研究表明材料拉伸模量和100%定伸应力均随着温度或者湿度的上升而逐渐提高。对于阻尼性能，损耗系数随着温度或者湿度的上升而逐渐下降。对于压缩回弹性能，压缩永久变形随着温度或者湿度的上升而逐渐上升。另外，温度对苯基硅橡胶性能的影响大于湿度。这主要归因于老化过程中同时发生了侧基氧化和水解，进而导致分子链交联和断裂同时发生。相比于分子链断裂，分子链交联占据了主导作用。最后，采用Peck模型预测了不同温湿度环境下苯基硅橡胶的贮存寿命。由于阻尼性能决定了苯基硅橡胶的减振性能，因此将损耗系数作为评价特征参数。结果表明，在25 ℃下，当相对湿度在80%~40%间变动时，苯基硅橡胶的寿命在18~39 a间变化。此研究有助于进一步理解苯基硅橡胶的老化过程，并且提供了不同湿热环境下苯基阻尼硅橡胶寿命预测的方法。

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绝热层混炼胶老化性能决定了绝热层使用前的贮存时间，为了掌握绝热层混炼胶贮存时间对绝热层后续使用性能的影响，以控制绝热层混炼胶贮存时间，采用热氧老化试验研究绝热层混炼胶老化不同时间后性能的变化。结果表明，随着老化时间延长，硫化剂（DCP）在高温条件下发生分解、三元乙丙橡胶（EPDM）分子链发生断裂，绝热层力学性能、硫化性能、粘接性能及凝胶分数逐渐降低，其他理化性能无明显变化。由此说明为有效提高绝热层高温贮存有效期，延长使用寿命，应严格关注贮存温度同时远离光照及紫外线照射。

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为了深入了解SiC/SiBCN-Si₃N₄材料微观形貌与高温力学行为，建立科学可靠的定量表征方法，本文使用多种表征手段对SiC/SiBCN-Si₃N₄材料进行定量观测，首先进行材料孔隙率及密度的测试，随后进行材料高温原位力学性能测试并对材料损伤机理进行了分析，最后基于试验数据构建了一种可解释的深度学习模型，实现了材料高温非线性本构关系预测。样件力学性能分析结果表明：平均应力预测误差为0.27%~0.59%、平均应变预测误差为1.96%~3.41%；同时通过量化分析明确了影响力学性能的因素依次为温度、偏轴角度、孔隙率及密度。本文实现了不同环境温度、偏轴角度与外载荷作用下SiC/SiBCN-Si₃N₄宏观力学性能的预测，可为陶瓷基复合材料高温本构模型的建立提供新思路。

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采用磁控溅射法结合热等静压工艺制备SiC_f/TC17复合材料，通过SEM观察试样的断口形貌，研究了复合材料在室温的偏轴拉伸性能及断裂机制。结果表明：纤维偏轴角度在0°~2°间，复合材料轴向性能变化较小，拉伸强度稳定在1 960~1 987 MPa；纤维偏轴角度再增大时（＞2°），材料拉伸强度近似呈单调线性降低，由1 870 MPa降至1 797 MPa。纤维偏轴角度较小时（≤2°），平坦区基体与纤维断裂面平整，且两者的断裂面平行。纤维/基体界面没有明显的脱粘破碎迹象；纤维偏轴角度较大时（＞2°），部分纤维存在“斜切断裂”，纤维拔出距离变长，且不再与基体的断裂面保持在同一平面，基体撕裂损伤严重。依据断口形貌结合局部承载模型，详细论述了SiC_f/TC17复合材料两种拉伸失效的断裂过程。纤维偏轴角度较小时（≤2°），裂纹萌生于纤维间距较小的反应层，在界面处钝化或偏转进而形成不同截面的平坦区，当纤维超过承载能力极限，试样整体断裂；纤维偏轴角度较大时（＞2°），“拉-剪”耦合效应导致C涂层与反应层间的界面脱粘破碎形成裂纹源，裂纹加速反应层受损或导致界面脱粘致使纤维断裂，当基体及剩余纤维超过承载能力极限，试样整体断裂。

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可重复使用运载器采用轻质热防护材料和应变隔离垫作为飞行器的热防护系统，轻质热防护组件通过硅橡胶胶黏剂粘接至碳纤维复合材料蒙皮表面。为提高可重复使用飞行器轻质热防护系统粘接质量，通过实验方法研究了加压压力、加压时间、表面处理方式等对轻质热防护组件与碳纤维复合材料的粘接强度的影响。结果表明：轻质热防护组件与碳纤维复合材料的粘接强度随加压压力的增大而增大，随加压时间的增长先迅速增大，当加压时间超过7 h时缓慢增大；打磨或涂处理剂表面处理方式均能提高粘接强度，同时施加两种处理方式时提高粘接强度大于52%。