高温结构材料

高温材料探究作业

一、设计方案

陶瓷涂层硬质合金材料

1.YG15为基体（WC85% Co15%）氧化铝/碳化硅复相纳米陶瓷为涂层材料

采用溶胶-凝胶方法或者大气等离子喷涂方法

2.YG15为基体（WC85% Co15%）含有稳定氧化钇的氧化锆陶瓷为涂层材料

采用蒸敷法（PVD物理气相沉积）或者等离子喷涂方法

二、设计思路及原理

所需高温材料包括以下几个要求：

1.工作温度大于等于1300摄氏度。

2.抗弯强度大于1500兆帕、抗压强度大于2000兆帕。

3.大于1300度时材料具有良好的抗氧化及抗腐蚀性能。

4.抗热震性、抗热疲劳性能好。

5.脆性低于硬质合金。

（一）设计思路分析

常见耐高温金属的最高熔点接近1500度，但升温至1300度以上材料势必软化，故单纯采用常见耐高温金属不可取。

常见陶瓷材料或陶瓷金属材料具有很强的耐高温性抗氧化性抗腐蚀性，但陶瓷类材料的抗弯强度最高理论强度只有1500兆帕（Mo2NiB2、Y-PSZ），而大多数陶瓷材料抗弯强度只有500兆帕左右，抗压强度文献中都没有记载，故单纯采用陶瓷类材料不可取。

常见C/C复合材料高温性能、良好，但抗弯强度很低，大多只有200兆帕左右。故不适合。

由此可见采用涂层复合材料的方法使陶瓷材料的高温性能和金属的抗弯压性能相结合。

通过查阅资料得知：

文献中记载的陶瓷涂层材料很大一部分是作为刀具方面和航空耐高温材料方面的应用，故我们主要从这两个方面着手探究。

根据目前可以查到的资料筛选出：

1.用热敷法（PVD的一种）制备以镍基金属为基体表面复合含有稳定氧化钇的

氧化锆陶瓷的复合材料【2】。

2.用溶胶-凝胶法制备以YG、YT为基体表面复合Al2O3陶瓷的复合材料【3】。

3.用等离子喷涂法制备以MCrAlY为基体表面复合Al2O3陶瓷的复合材料【2】。

（二）主要设计原理

1．YG15抗弯强度为2200兆帕抗压强度3000兆帕【4】。

2．Al2O3在1600摄氏度以上转变为阿尔法Al2O3是高温稳定的材料【5】。

3．Al2O3热膨胀系数较低为7.8，与YG15相近【5，7】。

4．Al2O3涂层主要用于绝缘、热障、耐磨、抗腐蚀面层【6】。

5．一般地讲，热膨胀系数越小，材料因温度变化而引起的体积变化小，相应产生的温度应力小，抗热震性越好；材料固有强度越高，承受热应力而不致破坏的强度越大，抗热震性好；弹性模量越大，材料产生弹性变形而缓解和释放热应力的能力越强，抗热震性越好。

6．一般情况下，YG类硬质合金的耐用度取决于材料的红硬性、耐磨性和冲击韧性。YG类硬质合金中含钴量较多时，抗弯强度和冲击韧性好，特别是提高了疲劳强度，因此适于在受冲击和震动的条件下作粗加工用；含钴量较少时，其硬度、耐磨性和耐热性较高，适合作连续切削的精加工。

7．在Al2O3基体中加入第二相碳化硅可大幅改善基体的力学性能和抗热震性【7】。8．利用化学气相沉积方法制备图层可控制图层的弹性模量和膨胀系数，提高复合材料的抗热震性。

9．复相陶瓷的增强机理：根据Griffith方程，临界缺陷尺寸的减小，断裂韧性的提高以及内应力引起的晶界增强都可以引起强度的提高，在复合粉体的球磨混合过程中，SiC分体比较硬，可作为球磨介质发挥作用，能够打散Al2O3粉体中的软，硬团聚体使粉体混合均匀，减少了成型及随后烧结过程中的缺

陷尺寸及数量。根据晶界钉扎模型，第二项的加入可以基体晶粒细化，随着第二相得体积分数的增加，第二相颗粒粒径的减小，基体晶粒尺寸减小处于Al2O3晶粒内的SiC颗粒对相邻晶界产生局部压力。起到增强晶界的作用【7，8】。10．复相陶瓷的增韧机理：SiC颗粒可阻止裂纹的扩展，诱导裂纹偏析，使断裂韧性提高，晶界的增强，导致断裂模式由沿晶断裂转变为穿晶断裂，并且出现层状解理面，当脆性裂纹尖端遇到解理面时，能量被消耗，从而组织了裂纹的扩展，解理面密度越高，裂纹扩展阻力越大，导致断裂韧性的提高【7，8】。

根据以上资料可以得出设计的材料符合各项要求

二、技术路线

根据相关文献记录，传统PVD、CVD法在基体表面涂覆时涂层与基体结合强度低，涂层较薄否则容易剥落[3]；等离子喷涂法未能较好的解决合金高温膨胀导致脆性陶瓷镀膜破裂这一问题【4】。

现在以普通大气等离子（APS）喷涂方法为例介绍设计技术路线。

（一）材料组成

基体：硬质合金

表面涂层：三氧化二铝和碳化硅的纳米复相陶瓷

（二）制备设备

真空热压炉、坩埚、石英管式炉、等离子喷涂设备

（三）步骤

1. SiC粉末的制备：

热分解法：使聚碳硅烷或三氯甲基硅等有机硅聚合物在1200～1500℃的温度范围内发生分解反应，由此制得β－SiC粉末。

2. 粉体的均匀混合过程：

复合粉体选用纯度比较高的，Al2O3和SiC粉末，Al2O3的纯度一般大于99%,SiC中氧含量一般要小于2%，为了提高烧结性能，Al2O3的粒径一般在200到500nm之间，并且要求粒度均匀，碳化硅的加入方式：前驱体转换化法，聚碳硅烷是主链有硅原子和碳原子结合而成的一类有机聚合物，利用这种有机聚合物的高温分解放出小单体，最终生成SiO2和C，再由C还原得到SiC粉末，这种聚碳硅烷前驱体转化法制备的SiC纳米颗粒能够均匀的分布在Al2O3的分体中3. 复相陶瓷的制备：

复相陶瓷的烧结：采用采用热压烧结方法，热压烧结的温度相对较低，所得

的晶粒细小，同是具有较高的强度。

4. 涂层的喷涂方式：

采用普通大气等离子（APS）喷涂方法制备复相陶瓷涂层，等离子喷涂是以非转移的等离子弧为热源,喷涂材料以粉末的形式送入焰流中心而获得涂层的一种方法，将所得的纳米复相陶瓷粉末往枪体的送粉管中输送，纳米复相陶瓷粉末在等离子焰流中被加热到熔融状态，并高速喷打在硬质合金表面上。当撞击硬质合金表面时熔融状态的粉末发生塑形变形，粘附在基体表面，各粉粒之间也依靠塑性变形而相互钩接起来，随着喷涂时间的增长，基体表面就获得了一定尺寸的喷涂层。纳米复相陶瓷涂层具有良好的抗腐蚀性能和高耐磨性能，给基体提供了良好的保护【8】。

四、参考文献

【1】郑志刚.等离子喷涂氧化铝涂层性能研究2009（6）.

【2】耐热合金陶瓷镀膜蒸敷法在耐热.《美国金属市场》,1989（8）.

【3】李元春、李久立、艾兴，等.涂层硬质合金材料的性能特点.

【4】李荣久.陶瓷-金属复合材料.北京：冶金工业出版社2004（第2版）.

【5】周瑞发、韩雅芳李树索.高温结构材料.北京：国防工业出版社2006.

【6】邓春明、周克崧、刘敏，等.低压等离子喷涂氧化铝涂层的特性.无机材料学报，2009（1）.

【7】董亚丽.Al2O3/SiC复相陶瓷的制备及性能研究.2009（6）.

【8】颜鲁婷、司文捷、苗赫濯. Al2O3／SiC纳米复相陶瓷材料的研究进展. 2008（8）.

航空航天热防护材料-事故原因及材料分析(北京航空航天大学公开课资料)

航空航天热防护材料-事故原因及材料分析美国“哥伦比亚”号航天飞机外部燃料箱表面泡沫材料安装过程中存在的缺陷，是造成整起事故的祸首。“哥伦比亚”号航天飞机事故调查委员会去年公布的调查报告称，外部燃料箱表面脱落的一块泡沫材料击中航天飞机左翼前缘的名为“增强碳碳”（即增强碳-碳隔热板）的材料。当航天飞机返回时，经过大气层，产生剧烈摩擦使温度高达摄氏1400度的空气在冲入左机翼后融化了内部结构，致使机翼和机体融化，导致了悲剧的发生。事故发生后，由于无法迅速找回事发时的泡沫材料和燃料箱进行检验，宇航局和事故调查委员会一直没对事故原因作出最终定论。目前，“哥伦比亚”号外部燃料箱约50万块碎片已被找到并重新拼在一起。宇航局负责“哥伦比亚”号外部燃料箱工程的首席工程师尼尔·奥特说，宇航局经多次试验确定，泡沫材料安装过程有缺陷是造成事故的主要原因。美国航天史上曾发生过3起巨大灾难。第一起是1967年1月27日“阿波罗”号飞船升空时爆炸，3名宇航员遇难；第二起是“挑战者”号航天飞机1986年1月28日升空时爆炸，包括1名女教师在内的宇航员全部遇难；第三起是2003年2月1日，“哥伦比亚”号航天飞机在完成16天的太空研究任务后，在返回大气层时突然发生解体，机上7名宇航员全部遇难。空难发生后，由美国宇航局(NASA) 支持组成了由材料和工艺工程师及科学家组成的调查组[1]。调查组对飞机残骸进行了原位重组、残骸材料的冶金分析以及模拟试验，分析了航天飞机爆炸的原因。“哥伦比亚”号航天飞机的爆炸，震惊了世人，同时也引起了人们对材料的关注，从材料分析揭开了“哥伦比亚”空难之谜。 1“哥伦比亚”号航天飞机残骸材料的冶金分析 “哥伦比亚”号航天飞机1981年4月12日首次发射升空，是美国资格最老的航天飞机。“哥伦比亚”号机舱长18m，舱内能装运36t重的货物，外形像一架大三角翼飞机；机尾装有3个主发动机和1个巨大的推进剂外贮箱，里面装有几百t重的液氧、液氢燃料，它附在机身腹部，供给航天飞机燃料进入太空轨道；外贮箱两边各有1枚巨型固体燃料助推火箭。整个组合装置重约2000t。 2003年2月1日，“哥伦比亚”号在完成为期16天的科学实验任务后，在返航途中解体，7名宇航员丧生。灾难发生后，为了查清原因，首先由NASA支持组成了调查组，目的是对从得克萨斯州和路易斯安纳州收集来的8.4万片大约38％飞机残骸重新按原位组装(如图l所示)，提供实际数据进行分析，通过分析和再现的模拟试验来证实事故产生的原因[l]。调查组根据以下的检查分析结果以期作出判断：残骸的清洗和评估、热分析，以寻找航天飞机爆炸的起源；对各种材料的冶金分析，如Inconel、Al合金、不锈钢、C，C复合材料的X一射线和断口分析；机翼上的传感器和录音机的结果。在检查残骸时发现，连接上下翼展面板的钢紧固件表现出沿晶断裂的脆性断口，如图2所示。图3为中间体面板舷内上端的弹坑小半球冲蚀花样，表明该处发生很高的局部过热和大量的沉积物。在机翼前缘3个部分，重点研究了子系统面板隔热瓦、碳／碳复合材料(RCC)面板和机翼构件。在这个区域主要分析左机翼前的8号和9号面板附近沉积物成分和观察X射线显示的花样。分析结果指出，高温离子流是从RCC面板内侧缝隙穿过上下面板进入，如图4所示。

高温结构材料

高温结构材料作者：10063122翁丰壕10063121温可明关键词：高温合金金属间化合物摘要：在材料中，有一类叫结构材料，主要利用其强度、硬度韧性等机械性能制成的各种材料。金属作为结构材料，一直被广泛使用。但是，由于金属易受腐蚀，在高温时不耐氧化，不适合在高温时使用。高温结构材料的出现，弥补了金属材料的弱点。这类材料具有能经受高温、不怕氧化、耐酸碱腐蚀、硬度大、耐磨损、密度小等优点，作为高温结构材料，非常适合。下面我们来了解高温结构材料的几种主要类型，制造工艺，应用现状及发展趋势，以便为我们的研究指明方向。引言：随着工业文明的发展，全球一体化的深入，对深空世界的探索，人类对各种材料的要求也越来越高，特别是航空航天领域，对材料的耐高温性能有着近乎苛刻的要求。我们明白，只有提高材料的各项性能，才能让我们的飞行器更快，更强，所以对高温结构材料的研究，一直是我们注重的方向。一、高温结构材料主要类型：高温合金：指在650°C以上温度下具有一定力学性能和抗氧化、耐腐蚀性能的合金。目前常是镍基、铁基、

钴基高温合金的统称。金属间化合物：金属与金属或与类金属元素之间形成的化合物。难熔金属合金：有将熔点高于锆熔一般指熔点高于1650℃并有一定储量的金属（钨、钽、钼、铌、铪、铬、钒、锆和钛），也点（1852℃）的金属称为难熔金属。以这些金属为基体，添加其他元素形成的合金称为难熔金属合金。等等二、高温结构材料的应用现状：1.镍基高温合金在整个高温合金领域占有特殊重要的地位，它广泛地用来制造航空喷气发动机、各种工业燃气轮机最热端部件。若以150MPA-100H持久强度为标准，而目前镍合金所能承受的最高温度〉1100℃，而镍合金约为950℃，铁基的合金〈850℃,即镍基合金相应地高出150℃至250℃左右。所以人们称镍合金为发动机的心脏。目前，在先进的发动机上，镍合金已占总重量的一半，不仅涡轮叶片及燃烧室，而且涡轮盘甚至后几级压气机叶片也开始使用镍合金。与铁合金相比，镍合金的优点是：工作温度较高，组织稳定、有害相少及抗氧化搞腐蚀能力大。与钴合金相比，镍合金能在较高温度与应力下工作，尤其是在动叶片场合。镍合金具有上述优点与其本身的某些卓越性能有关。镍为面心立方体，组织非常高温合金生产用关键设备真空炉

高温结构材料

高温材料探究作业一、设计方案陶瓷涂层硬质合金材料 1.YG15为基体（WC85% Co15%）氧化铝/碳化硅复相纳米陶瓷为涂层材料采用溶胶-凝胶方法或者大气等离子喷涂方法 2.YG15为基体（WC85% Co15%）含有稳定氧化钇的氧化锆陶瓷为涂层材料采用蒸敷法（PVD物理气相沉积）或者等离子喷涂方法二、设计思路及原理所需高温材料包括以下几个要求： 1.工作温度大于等于1300摄氏度。 2.抗弯强度大于1500兆帕、抗压强度大于2000兆帕。 3.大于1300度时材料具有良好的抗氧化及抗腐蚀性能。 4.抗热震性、抗热疲劳性能好。 5.脆性低于硬质合金。（一）设计思路分析常见耐高温金属的最高熔点接近1500度，但升温至1300度以上材料势必软化，故单纯采用常见耐高温金属不可取。常见陶瓷材料或陶瓷金属材料具有很强的耐高温性抗氧化性抗腐蚀性，但陶瓷类材料的抗弯强度最高理论强度只有1500兆帕（Mo2NiB2、Y-PSZ），而大多数陶瓷材料抗弯强度只有500兆帕左右，抗压强度文献中都没有记载，故单纯采用陶瓷类材料不可取。常见C/C复合材料高温性能、良好，但抗弯强度很低，大多只有200兆帕左右。故不适合。由此可见采用涂层复合材料的方法使陶瓷材料的高温性能和金属的抗弯压性能相结合。通过查阅资料得知：

陶瓷材料具有高熔点、高硬度、高刚度及良好的化学稳定性，然而其陶瓷抗弯强度低、韧性差在很大程度上影响了其应用。为改善脆性通常以复合材料形式出现，但传统陶瓷复合材料的韧性仍不够。采用热喷涂技术在金属表面上制备陶瓷涂层，将其优点与金属材料的优点结合起来获得各种功能涂层，正在成为当代复合材料领域的一个重要分支。陶瓷涂层刀具拥有和硬质合金相近的强韧性的同时保持陶瓷的耐磨耐高温等性能[1]。文献中记载的陶瓷涂层材料很大一部分是作为刀具方面和航空耐高温材料方面的应用，故我们主要从这两个方面着手探究。根据目前可以查到的资料筛选出： 1.用热敷法（PVD的一种）制备以镍基金属为基体表面复合含有稳定氧化钇的氧化锆陶瓷的复合材料【2】。 2.用溶胶-凝胶法制备以YG、YT为基体表面复合Al2O3陶瓷的复合材料【3】。 3.用等离子喷涂法制备以MCrAlY为基体表面复合Al2O3陶瓷的复合材料【2】。（二）主要设计原理 1．YG15抗弯强度为2200兆帕抗压强度3000兆帕【4】。 2．Al2O3在1600摄氏度以上转变为阿尔法Al2O3是高温稳定的材料【5】。 3．Al2O3热膨胀系数较低为7.8，与YG15相近【5，7】。 4．Al2O3涂层主要用于绝缘、热障、耐磨、抗腐蚀面层【6】。 5．一般地讲，热膨胀系数越小，材料因温度变化而引起的体积变化小，相应产生的温度应力小，抗热震性越好；材料固有强度越高，承受热应力而不致破坏的强度越大，抗热震性好；弹性模量越大，材料产生弹性变形而缓解和释放热应力的能力越强，抗热震性越好。 6．一般情况下，YG类硬质合金的耐用度取决于材料的红硬性、耐磨性和冲击韧性。YG类硬质合金中含钴量较多时，抗弯强度和冲击韧性好，特别是提高了疲劳强度，因此适于在受冲击和震动的条件下作粗加工用；含钴量较少时，其硬度、耐磨性和耐热性较高，适合作连续切削的精加工。 7．在Al2O3基体中加入第二相碳化硅可大幅改善基体的力学性能和抗热震性【7】。8．利用化学气相沉积方法制备图层可控制图层的弹性模量和膨胀系数，提高复合材料的抗热震性。 9．复相陶瓷的增强机理：根据Griffith方程，临界缺陷尺寸的减小，断裂韧性的提高以及内应力引起的晶界增强都可以引起强度的提高，在复合粉体的球磨混合过程中，SiC分体比较硬，可作为球磨介质发挥作用，能够打散Al2O3粉体中的软，硬团聚体使粉体混合均匀，减少了成型及随后烧结过程中的缺

超高温陶瓷复合材料的研究进展

书山有路勤为径，学海无涯苦作舟超高温陶瓷复合材料的研究进展超高温陶瓷复合材料主要包括一些过渡族金属的难熔硼化物、碳化物和氮化物，它们的熔点均在3000℃以上。在这些超高温陶瓷中，ZrB2 和HfB2 基超高温陶瓷复合材料具有较高的热导率、适中的热膨胀系数和良好的抗氧化烧蚀性能，可以在2000℃以上的氧化环境中实现长时间非烧蚀，是一种非常有前途的非烧蚀型超高温防热材料。超高温陶瓷复合材料的制备超高温陶瓷复合材料的致密化主要有热压烧结(HP)、放电等离子烧结(SPS)、反应热压烧结((RHP)和无压烧结(PS)。在这些制备方法中，热压烧结是目前超高温陶瓷复合材料最主要的烧结方法。热压烧结 ZrB2 和HfB2 都是ALB2 型的六方晶系结构，其强共价键、低晶界及体扩散速率的特征，导致该类材料需要在非常高的温度下才能致密化，一般需要2100 ℃或更高的温度和适中的压力(20-30 MPa)或较低温度(~1800℃)及极高压力( 800 MPa)。ZrB2 和HfB2 结构和性能相近，后者的熔点比前者高，需要更高的致密化温度，同时具有更优异的高温性能，而前者的密度和成本都比后者低，也是业内关注最多的。放电等离子烧结放电等离子烧结是在粉末颗粒间直接通人脉冲电流进行加热烧结，具有升温速度快、烧结时间短、组织结构可控等优点，该方法近年来用于超高温陶瓷复合材料的制备。产生的脉冲电流在粉体颗粒之间会发生放电，使其颗粒接触部位温度非常高，在烧结初期可以净化颗粒的表面，同时产生各种颗粒表面缺陷，改善晶界的扩散和材料的传质，从而促进致密化，相对于热压烧结超高温

航空航天材料

航天用特殊材料加工技术论文学校：上海第二工业大学学院：机电工程学院专业：机械工程及自动化指导老师：李学磊班级：11机自A1 学号：20114810336 姓名：潘磊

涡轮叶片 ——镍基高温合金一、零件的结构特点涡轮叶片一般指涡轮工作叶片和导向叶片。工作叶片的外型结构由叶身、缘板、过渡段、榫齿等组成，内型结构包括横向肋、纵向肋、找流柱和积叠轴。导向叶片由外缘板、叶身和内缘板构成。涡轮是处于燃烧室后面的一个高温部件，燃烧室中产生的高温高压燃气首先经过燃气导向叶片，此时会被整流并通过在收敛管道中将部分压力能转化为动能而加速，最后被赋予一定的角度以更有效地冲击涡轮工作叶片。涡轮叶片处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位。在涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的叶片完成对气体的压缩和膨胀，以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。涡轮叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，加工难度大，

而且是故障多发的零件，一直以来各发动机厂的生产的关键。目前航空发动机涡轮叶片都采用空心结构。就是在涡轮叶片上设计了很多细小的管道，可以使高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，以提高涡轮的耐热性能。为了提高航空发动机中燃气涡轮的效率，增加航空发动机推重比，就必须提高发动机燃烧室出口燃气温度也即涡轮前的进口温度。也就必须提高涡轮叶片（导叶+动叶）的高温性能。为此,人们在涡轮叶片设计、高温材料的研制、冷却方法研究及表面涂层等方面作了大量的工作。二、材料的发展过程、分类、性能、组织镍基高温合金(以下简称镍基合金)是30年代后期开始研制的。英国于1941年首先生产出镍基合金Nimonic 75(Ni-20Cr-0.4Ti)；为了提高蠕变强度又添加铝，研制出Nimonic 80(Ni-20Cr-2.5Ti-1.3Al)。美国于40年代中期，苏联于40年代后期，中国于50年代中期也研制出镍基合金。镍基合金的发展包括两个方面：合金成分的改进和生产工艺的革新。50年代初，真空熔炼技术的发展，为炼制含高铝和钛的镍基合金创造了条件。初期的镍基合金大都是变形合金。50年代后期，由于涡轮叶片工作温度的提高，要求合金有更高的高温强度，但是合金的强度高了，就难以变形，甚至不能变形，于是采用熔模精密铸造工艺，发展出一系列具有良好高温强度的铸造合金。60年代中期发展出性能更好的定向结晶和单晶高温合金以及粉末冶金高温合金。为了满足舰船和工业燃气轮机的需要，60年代以来还发展出一批抗热腐蚀性能较好、组织稳定的高铬镍基合金。在从40年代初到70年代末大约40年的时间内，镍基合金的工作温度从700℃提高到1100℃，平均每年提高10℃左右。镍基高温合金的发展趋势见图1。

A380飞机结构的先进材料和工艺

A380飞机结构的先进材料和工艺技术分类：工程材料来源：慧聪网发表时间：2008-01-09 A380的寿命要达到40-50年，因此必须选用先进且新型材料和工艺技术，为未来飞机搭建技术平台。这些技术不仅经过了大量全尺寸试验验证而且经过了航空公司维修专家的评审(符合检查和维修标准)。 A380结构设计准则(见图1)。重复的拉伸载荷加上载荷的变化将会在金属结构内产生微小的疲劳裂纹。裂纹增长速度以及残余强度(当裂纹产生时)将指导选择何种材料。为了防止结构由外物损伤，需要考虑材料的损伤容限性能。压力载荷需要考虑采用屈服强度和刚度好的材料，以增加稳定性。抗腐蚀能力是选择材料和工艺的另一个重要准则，尤其是在机身下部。选择材料和工艺目标的一部分是使结构轻量化。因此，复合材料是很好的选择，但必须了解设计准则和维修需要。材料的选择不仅仅是考虑设计准则，同时还要考虑生产成本和采购问题。 1. 新型且先进的金属材料从A380选材的分布来看(见图2)，铝合金占的比重最大，达机体结构重量的61%，因此要实现性能改进，必须开发创新的铝合金材料和工艺技术，具体是提高强度和损伤容限，加强稳定性并提高抗腐蚀能力。尤其是在A380机翼部位(机翼的80%以上是铝合金材料) 要提高性能。

A380-800飞机在铝合金结构上取得的主要成就包括： ·在机身壁板上引用了很宽的钣金材料，减少了连接件从而减轻了重量; ·在主地板横梁上采用了先进的铝锂合金挤压件，在这一部位的应用可与碳纤维增强塑料相媲美; ·在机翼大梁和翼肋上选择了新型7085合金，这种合金在很薄的板材和很大锻件上性能优于通常的高强度合金;钛合金由于具有高强度、低密度，高损伤容限和抗腐蚀能力使其代替钢而广泛应用，但是它的高价格使其应用受到限制。在A380的结构中，钛合金用量较空中客车其它机型有所增加，达到10%。仅仅挂架和起落架的钛合金用量就增加了2%。 ·A380挂架的主要结构是空中客车公司第一次采用全钛设计。在A380飞机上采用最广泛的钛合金是Ti-6Al-4V，在B退火状态下最大的断裂韧性和最小的裂纹增长速度。 ·在A380上第一次采用了新型钛合金VST55531，这种新的钛合金是空中客车公司与俄罗斯制造商共同开发的，能够为设计者提供良好的断裂韧性和高强度综合性能。这种合金目前用于A380飞机的机翼和挂架之间的连接件，进一步的应用还在研究当中。 2. A380复合材料的应用 A380复合材料的主要应用见下图3。

成立超高温结构陶瓷生产制造公司可行性报告

成立超高温结构陶瓷生产制造公司可行性报告规划设计/投资分析/实施方案

报告摘要说明高温结构陶瓷是一种具有高熔点等特点的结构陶瓷。高温结构陶瓷分为氧化铝陶瓷、氮化硅陶瓷、氮化硼陶瓷和碳化硼陶瓷。 xxx公司由xxx集团（以下简称“A公司”）与xxx投资公司（以下简称“B公司”）共同出资成立，其中：A公司出资530.0万元，占公司股份61%；B公司出资340.0万元，占公司股份39%。 xxx公司以超高温结构陶瓷产业为核心，依托A公司的渠道资源和 B公司的行业经验，xxx公司将快速形成行业竞争力，通过3-5年的发展，成为区域内行业龙头，带动并促进全行业的发展。 xxx公司计划总投资11981.23万元，其中：固定资产投资 10022.53万元，占总投资的83.65%；流动资金1958.70万元，占总投资的16.35%。根据规划，xxx公司正常经营年份可实现营业收入17445.00万元，总成本费用13927.91万元，税金及附加206.80万元，利润总额 3517.09万元，利税总额4209.01万元，税后净利润2637.82万元，纳税总额1571.19万元，投资利润率29.35%，投资利税率35.13%，投资回报率22.02%，全部投资回收期6.04年，提供就业职位305个。

从二十世纪八十年代开始，以高效发动机和燃汽轮机中高温陶瓷关键零部件开发为导向的陶瓷材料的组成设计、晶界工程、净尺寸成型、烧结技术研发，为先进结构陶瓷的研究与发展培育了人才队伍、奠定了基础。

第一章总论一、拟筹建公司基本信息（一）公司名称 xxx公司（待定，以工商登记信息为准）（二）注册资金公司注册资金：870.0万元人民币。（三）股权结构 xxx公司由xxx集团（以下简称“A公司”）与xxx投资公司（以下简称“B公司”）共同出资成立，其中：A公司出资530.0万元，占公司股份61%；B公司出资340.0万元，占公司股份39%。（四）法人代表朱xx （五）注册地址 xx经济技术开发区（以工商登记信息为准）（六）主要经营范围以超高温结构陶瓷行业为核心，及其配套产业。（七）公司简介

飞机结构重要资料

单选 1. 直升机尾浆的作用是B A:提供向前的推力B:平衡旋翼扭矩并进行航向操纵 C:提供直升机主升力D:调整主旋翼桨盘的倾斜角 2. 正常飞行中，飞机高度上升后，在不考虑燃油消耗的前提下，要保持水平匀速飞行，则需要采取的措施为D A:降低飞行速度B:开启座舱增压设备C:打开襟翼D:提高飞行速度 3. 2.飞机高速小迎角飞行时，机翼蒙皮的受力状态是A A:上下蒙皮表面均受吸（易鼓胀）B:上下蒙皮表面均受压（易凹陷） C:上表面蒙皮受吸，下表面受压D:上表面蒙皮受压，下表面受吸 4. 3.飞机低速大迎角飞行时，蒙皮的受力状态为C A:蒙皮上表面受压，下表面受吸B:蒙皮上下表面都受吸 C:蒙皮上表面受吸，下表面受压D:蒙皮上下表面都受压 5. 4.垂直突风对飞机升力具有较大的影响主要是因为它改变了C A:飞机和空气的相对速度B:飞机的姿态C:飞机的迎角D:飞机的地速 6. 水平尾翼的控制飞机的A A:俯仰操纵和俯仰稳定性B:增升C:偏航操纵和稳定性D:减速装置 7. 2.飞机低速飞行时要作低角加速度横滚操纵一般可使用C A:飞行扰流板B:内侧高速副翼C:机翼外侧低速副翼D:飞行扰流板和外侧低速副翼多选 1. 飞机转弯时，可能被操纵的舵面有BCD A:襟翼B:副翼C:飞行扰流板D:方向舵 2. 地面扰流板的作用有AD A:飞机着陆时减速B:横滚操纵C:俯仰操纵D:飞机着陆时卸除升力 3. 对飞机盘旋坡度具有影响的因素有A，B，C，D A:发动机推力B:飞机的临界迎角C:飞机的强度D:飞机的刚度 4. 飞机的部件过载和飞机重心的过载不相等是因为A，C，D A:飞机的角加速度不等于零B:飞机的速度不等于零 C:部件安装位置不在飞机重心上D:飞机的角速度不等于零 5. 梁式机翼主要分为A，C，D A:单梁式机翼B:整体式机翼C:双梁式机翼D:多梁式机翼 6. 从结构组成来看，翼梁的主要类型有B，C，D A:复合材料翼梁B:腹板式C:整体式D:桁架式 7. 机身的机构形式主要有A,C,D A:构架式B:布质蒙皮式C:硬壳式D:半硬壳式 8. 飞机表面清洁的注意事项有A，B，C，D A:按规定稀释厂家推荐的清洁剂与溶剂B:断开与电瓶相连的电路 C:遮盖规定部位，保证排放畅通D:防止金属构件与酸、碱性溶液接触 9. 飞机最易直接受到雷电击中的部位包括A，C，D A:雷达整流罩B:机翼上表面C:机翼、尾翼的尖端和后缘D:发动机吊舱前缘 10. 胶接的优点有: BC A:降低连接件承压能力B:减轻重量、提高抗疲劳能力 C:表面平整、光滑，气动性与气密性好D:抗剥离强度低、工作温度低

1800度超高温无机结构胶水

1800 度超高温无机结构胶水一、1800 度超高温无机结构胶水性能特点： ★耐高温——双组份，膏状，由无硅酸盐、进口高分子高温固化剂组成的超高温修补剂，耐高温长期可达1730度，瞬间最高耐受温度达1800C。 ★具有较高的结合强度——不垂流，粘接强度高，适用于高温工况下各种金属、陶瓷、璃材料表面、垂直面、凸面或凹面的填补、密封、修复。 ★耐介质强——具有优良的耐介质性能、抗绝缘性、耐酸碱性、耐磨、耐油，不耐沸水。固化物无毒。 ★方便快捷解决问题——本产品具有适用方便、快速、经济、耐用、可靠等特点，适合高温紧急修补之用。二、1800度超高温无机结构胶水用途解决一般胶粘剂无法解决高温运转作业环境下的粘接问题,于高温下金属、陶瓷、高温炉内衬、金属溶液测温探头、硬质钢锭模具、耐酸罐、加温燃烧器设备装置缺陷的填补、粘接和修补；线形膨胀系数与陶瓷相近，适合于高温仪表、传感器、电阻、热电偶等耐温元件的灌封和高温陶瓷零件的套接、槽接。三、1800度超高温无机结构胶水怎么使用 ★表面处理：表面处理对修补效果的影响很大。被修表面应打磨粗糙或喷砂处理，对一些特殊工况要进行特殊处理。 ★清洗：用专用清洗剂或脱脂棉蘸丙酮清洗打磨过的表面以除去残存油污。 ★混合耐高温胶水（修补剂）：修补剂是由 A、B双组份组成，使用时严格按规定的配合比将

A、B双组份充分混合，按质量比A: B= 3:2，建议随用随配，减少浪费。 ★ 涂胶：用刮板或胶刀将混合好的修补剂涂于待修表面，可先涂少许，用刮板或胶刀反复按压，操做时接头最好用套接或镶嵌式结构。 ★ 固化：室温固化强度较低，固化时要严格按照固化条件进行，先在室温放置12小时然后缓慢加热到60?80C保温2小时，再缓慢加热到150C保温2小时，再缓慢冷却到室温。切忌直接加热或加热速度过快，冷却速度也不能过快，最好采用炉冷。四、1 800度超高温无机结构胶水参数表 TX度超高温无机结构胶水性能及固化特性表(测试条件：温度20?25C，相对湿度60)项目颜色参数灰白项目挥发性(A\B)参数无室温2小时+80?15外观膏状固化时间0C 2?3小时缓慢冷却密度(g/cm3) 可操作时限( min) 初步固化时间( min) 配比绝缘强(KV/mm) 抗压强度（MPa） 1．"4

超高温陶瓷

超高温陶瓷材料科学杂志39(2004)5979 – 5985 硅基陶瓷和复合材料在高氧压力下的燃烧阻力美国宇航局格伦研究中心/凯斯西储大学，克利夫兰，俄亥俄州44135，美国 E-mail: Ali.Sayir@https://www.360docs.net/doc/2e11196571.html, F . S .劳维利美国宇航局太空飞行中心，FC，35812，美国陶瓷基复合材料在高氧压力下的耐燃烧性预计会对富氧推进系统的发展提供一些信息。与金属相比，硅基陶瓷，碳化硅，氮化硅和碳化硅复合材料都有共价键的特点，不同的是它们能促进燃烧。这些材料分解的温度很高，而不是通过离散固液相变（熔化）。硅基陶瓷和复合材料在很高的氧气压力和临界阈值压力，在此临界压力下没有试样能维持燃烧组成，粘接的性质和氧的溶解度。2004年Kluwer学术出版社 1介绍当把凝聚相材料，液体或固体，按计划放到富氧环境中时，可燃混合物就形成了。如果这种混合物被点燃，火焰就会包围凝聚相燃烧。理解和控制使用这一物理现象称为燃烧，它对人类日常生活以及各种技术，如能源转换，冶金，自然，航空和航天工业的应用有重大意义。在给定的温度和压力下，物质与氧气和潜在火源安全共存的能力对材料在推进系统中的选择范围是至关重要的。大多数航空航天系统的结构组成部分都是金属合金，许多研究，特别是对高压系统的研究，一直致力于金属和金属合金的氧燃烧。当氧气从周围移动到燃烧前锋面时，材料与金属的粘接特性可以使之充当燃料，通过表面蒸发和扩散运动到火焰前锋面。这种对凝聚相燃烧的说明是最容易的，通常适用于发生气相反应后被称为均匀燃烧的滴烧。格拉斯曼[ 1]，在他的开创性工作中对金属液滴的气相燃烧作出了一些充分的解释，但不全是基于实验事实。热化学预测对阐明在高温高压下过渡态金属的反应途径是不可用的。多元合金进一步的并发症出现了，图[ 1，2 ]已经表明燃烧性对间歇性的成分变化很敏感。陶瓷基复合材料有着比金属明显低的密度并且在高温下也能提供足够的强度和韧性，这使得它们成为航空航天结构应用中的理想选择。除了这些事实，陶瓷基复合材料在很高氧气压力下的燃烧特性还没有被提前研究，这一发现表明本研究集中在陶瓷基复合材料的固相燃烧特性上。在这一研究中，有几个因素影响着特定复合机陶瓷材料的选择。第一，单片碳化硅，氮化硅以及碳化硅复合材料由于有提高性能和降低重量的能力，因此都是先进推进系统的潜在候选者。第二，碳化硅或碳化硅复合材料和单片氮化硅的初步氧相容性结果分别表现出了温和和良好的抗氧化性。第三，目前，碳化硅或碳化硅复合材料在其领域是最成熟的结构材料。最后，两者都是现成的商业材料。 2．实验的

钢结构防火涂料材料介绍

鋼結構防火塗料材料介紹鋼材是一種不會燃燒的建築材料，它具有抗震，抗彎等特性。在實際應用中，鋼材既可以相對增加建築物的荷載能力，也可以滿足建築設計美感造型的需要；還避免了混凝土等建築材料不能彎曲，拉伸的缺陷。因此鋼材受到了建築行業的青睞，單層，多層，摩天大樓，廠房，庫房，候車室，候機廳等採用鋼材都很普遍。但是，鋼材作為建築材料在防火方面又存在一些難以避免的缺陷，它的機械性能，如屈服點，抗拉及彈性模量等均會因溫度的升高而急劇下降。 1特點鋼結構通常在450～650℃溫度中就會失去承載能力、發生很大的形變、導致鋼柱、鋼樑彎曲，結果因過大的形變而不能繼續使用，一般不加保護的鋼結構的耐火極限為15分鐘左右。這一時間的長短還與構件吸熱的速度有關。 2分類 1.超薄型結構防火塗料超薄型鋼結構防火塗料是指塗層厚度3 mm(含3 mm)以內，裝飾效果較好，高溫時能膨脹發泡，耐火極限一般在2 h以內的鋼結構防火塗料。該類鋼結構防火塗料一般為溶劑型體系，具有優越的黏結強度、耐候耐水性好、流平性好、裝飾性好等特點；在受火時緩慢膨脹發泡

形成緻密堅硬的防火隔熱層，該防火層具有很強的耐火衝擊性，延緩了鋼材的溫升，有效保護鋼構件。超薄膨脹型鋼結構防火塗料施工可採用噴塗、刷塗或輥塗，一般使用在耐火極限要求在2 h以內的建築鋼結構上。已出現了耐火性能達到或超過2 h的超薄型鋼結構防火塗料新品種，它主要是以特殊結構的聚甲基丙烯酸酯或環氧樹脂與氨基樹脂、氯化石蠟等複配作為基料粘合劑，附以高聚合度聚磷酸銨、雙季戊四醇、三聚氰胺等為防火阻燃體系，添加鈦白粉、矽灰石等無機耐火材料，以200#溶劑油為溶劑複合而成。各種輕鋼結構、網架等多採用該類型防火塗料進行防火保護。由於該類防火塗料塗層超薄，使得使用量較厚型、薄型鋼結構防火塗料大大減少，從而降低了工程總費用，又使鋼結構得到了有效的防火保護，防火效果很好。 2.薄型鋼結構防火塗料薄塗型鋼結構防火塗料是指塗層厚度大於3mm，小於等於7 mm，有一定裝飾效果，高溫時膨脹增厚，耐火極限在2 h以內的鋼結構防火塗料。這類鋼結構防火塗料一般是用合適的水性聚合物作基料，再配以阻燃劑複合體系、防火添加劑、耐火纖維等組成，其防火原理同超薄型。對這類防火塗料，要求選用的水性聚合物必須對鋼基材有良好的附著力、耐久性和耐水性。其裝飾性優於厚型防火塗料，遜色于超薄型鋼結構防火塗料，一般耐火極限在2 h以內。因此常用在小於2 h

浅析飞机复合材料结构修理技术

浅析飞机复合材料结构修理技术随着科技的不断进步，复合材料逐渐出现在航空领域，在现代航空领域的发展中被广泛应用。由于复合材料已经成为现代飞机结构的重要组成部分，并且其损伤机理与金属损伤存在差异，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。文章主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究，促进飞机复合材料的可持续发展。标签：飞机复合材料；结构修理；技术分析前言国内对于先进复合材料在航空领域的应用已经取得一定成效，但对于飞机复合材料结构修理技术的研究依旧需要不断完善。由于现代航空领域需求的不断增加，对复合材料的使用要求逐渐严格。同时在具体的应用过程中需要对复合材料进行维护，体现出飞机复合材料结构修理技术的重要性。 1 飞机复合材料结构类型以及损伤类型目前，国内外的复合材料在航空领域的应用具有广泛性特点，材料用量占总体用量总重的25%-40%，其中民用飞机占11%-16%，直升机高达60%以上。由此可见，飞机复合材料结构在航空领域的应用具有广泛性特点。对于复合材料以及损伤类型进行分析，加深对复合材料修理技术的理解。 1.1飞机复合材料结构类型 1.1.1 压层板。复合材料当中的压层板主要是由单层板粘合而成，同时构成材料可为不同材质的单层板，也可为各向异性单层板进行构成。由于单层板构成存在复杂性以及非匀质性，导致单层板的实际构成具有各向异性的特点。 1.1.2 蜂窝夹芯结构。蜂窝夹芯机构主要是由薄面板与中间胶接低密度的夹芯构成，具体的面板结构为层压板，面板较薄。其中具体的使用材料为纤维玻璃布、单向碳纤维、编织布、芳纶有机纤维布等材料。蜂窝夹芯结构比常规金属结构具有较高的比强度、抗弯强度、高结构阻尼、消音以及耐声震、隔热性等良好的性能，在航空领域应用具有较好效果。 1.1.3 蜂窝壁板。蜂窝壁板主要是承力面以及蜂窝夹芯构成，蜂窝夹芯位于承力面板之间，使得整个蜂窝壁板的强度增加[1]。此外还有骨架元件以及众多的不锈钢板材料进行实际构成。在蜂窝壁板的实际结构当中，承力面板所承受的质量一般只是自身在平面内的负荷，骨架元件在具体应用中保证局部刚劲，提升固定地点的安全性以及耐用性。 1.2 飞机复合材料损伤类型

钢结构材料

《钢结构》复习材料一、填空题 1．钢材含硫量过多，高温下会发生热脆现象，含磷量过多，低温下会发生冷脆现象。 2.、冷作硬化会改变钢材的性能，将使钢材的强度提高，塑性, 韧性降低。 3、单个普通螺栓承压承载力设计值b c b c f t d N ?? =∑，式中∑t 表示同一受力方向的承压构件的较小总厚度。 4、轴心受压构件的承载能力极限状态有强度，稳定性。 5、焊接工字形梁的腹板高厚比 y w f t h 235 170 >时，为保证腹板不发生局部失稳，应设置横向加劲肋和纵向加劲肋。 6、梁的最小高度是由刚度条件控制的。 7、钢材的冲击韧性值越大,表示钢材抵抗脆性断裂的能力越强。 8、焊接结构选用焊条的原则是,计算焊缝金属强度宜与母材强度相等。 10、普通螺栓连接,当板叠厚度∑t 〉5d 时 (d －螺栓直径),连接可能产生螺栓的弯曲破坏。 11、钢材牌号Q235－BF,其中235表示屈服强度数值 ,B 表示质量等级 ,F 表示沸腾钢。 12、按正常使用极限状态计算时,受弯构件要限制挠度 ,拉、压构件要限制长细比。 13、荷载作用在上翼缘的梁较荷载作用在下翼缘的梁整体稳定承载力小。二、选择题 1、构件发生脆性破坏时，其特点是（ D ）。 A 变形大 B 破坏持续时间长 C 有裂缝出现 D 变形小或无变形 2、在钢结构连接中，常取焊条型号与焊件强度相适应，对Q345钢构件，焊条宜采用（ B ）。 A E43型 B E50型 C E55型 D 前三种均可 3、承压型螺栓连接比摩擦型螺栓连接（ B ）。 A 承载力低，变形大 B 承载力高，变形大 C 承载力低，变形小 D 承载力高，变形小 4、压弯构件在弯矩作用平面外，发生屈曲的形式是（ C ）。 A 弯曲屈曲 B 扭转屈曲 C 弯扭屈曲 D 三种屈曲均可能 5、格构式轴压构件绕虚轴的稳定计算采用了大于x λ的换算长细比ox λ是考虑（D ）。 A 格构构件的整体稳定承载力高于同截面的实腹构件 B 考虑强度降低的影响 C 考虑单支失稳对构件承载力的影响 D 考虑剪切变形的影响 6、残余应力对结构的影响是（ B ）。 A 降低构件静力强度 B 降低构件稳定承载力

超级高温隔热材料纳米级微孔隔热材料

超级高温隔热材料纳米级微孔隔热材料固特节能提供

950型纳米微孔隔热板产品描述纳米微孔隔热材料是应用最新高科技技术制造出来的新材料。无机纳米级耐火粉末经特殊工艺成型，形成了微小的纳米级气孔，其导热系数比静止空气还要小。在高温下，隔热性能比传统纤维类的保温材料要好3~4倍，是迄今为止保温性能最好的隔热材料。在空间和重量严格限制的高温设备上，纳米微孔隔热材料是最佳的选择。已广泛地应用于各种复杂的热工设备上，解决了许多世界性的隔热难题。 950型纳米微孔隔热板板使用温度为950℃。产品外包装有玻璃纤维布、铝箔和防水塑料膜。产品种类及代码 950型纳米微孔隔热板 NIP-950 产品特性低热容量，低热导率，弹性好，使用寿命长；优良的化学稳定性优良的热稳定性及抗震性能，高温下不易粉化易成型和切割典型应用冶金：鱼雷罐、钢包、中间包、焦炉炉门机械：工业炉、电炉、炉门、炉盖汽车：发动机隔热罩、催化排气管石化：裂解炉、转化炉、加热炉电力：锅炉、汽轮机、管道建材：陶瓷窑、回转窑、玻璃窑炉电子电器隔热元件

而变化，这些数据是作为一项技术服务的内容而提供的，有时可能有所调整，所以，他们不应视作产品指标。产品规格：外形尺寸：650mm*500mm*厚度、500mm*250mm*厚度厚度：5mm、10mm、15mm、20mm、25mm、30mm、35mm、40mm 异型产品可以根据图纸定做。 1050型纳米微孔隔热板产品描述纳米微孔隔热材料是应用最新高科技技术制造出来的新材料。无机纳米级耐火粉末经特殊工艺成型，形成了微小的纳米级气孔，其导热系数比静止空气还要小。在高温下，隔热性能比传统纤维类的保温材料要好3~4倍，是迄今为止保温性能最好的隔热材料。在空间和重量严格限制的高温设备上，纳米微孔隔热材料是最佳的选择。已广泛地应用于各种复杂的热工设备上，解决了许多世界性的隔热难题。 1050型纳米微孔隔热板板使用温度为1050℃。产品外包装有玻璃纤维布、铝箔和防水塑料膜。产品种类及代码 1050型纳米微孔隔热板 NIP-1050 产品特性低热容量，低热导率，弹性好，使用寿命长；优良的化学稳定性优良的热稳定性及抗震性能，高温下不易粉化易成型和切割典型应用冶金：鱼雷罐、钢包、中间包、焦炉炉门机械：工业炉、电炉、炉门、炉盖汽车：发动机隔热罩、催化排气管石化：裂解炉、转化炉、加热炉电力：锅炉、汽轮机、管道建材：陶瓷窑、回转窑、玻璃窑炉电子电器隔热元件主要技术性能指标

飞机材料

科技论坛:https://www.360docs.net/doc/2e11196571.html, 70年代复合材料气动剪裁优化设计方法美国通用动力公司开发的机翼气动弹性综合优化设计程序(TSO) 格鲁门公司开发的颤振和强度优化设计程序(FASTOP) 80年代美国空军怀特实验室在1983年提出了开发自动化结构设计软件(Automated STRuctural Optimization System简称ASTROS)的计划 ASTROS系统是一个基于有限元的，能够为飞行器结构初步设计提供辅助设计功能的大型结构综合优化设计软件系统。它的最大特点在于多学科综合性，和飞行器结构设计有关的各个学科知识都可以被集成到这个系统中，比如结构的强度、刚度、稳定性、结构振动的频率、模态、气动弹性的颤振、发散、操纵效率等。在系统的统一控制下，结构设计可以同时考虑这些学科知识的设计要求，实现结构整体最优设计。经过十多年的发展，目前ASTROS已经成为美国航空宇航工业和科研院所进行结构综合优化设计和研究的标准程序洲 90年代美国学者在对复合材料气动弹性研究的基础上，提出了主动气动弹性机翼的概念(Active Aeroelastic Wing简称AAW)，试图利用复合材料结构的柔性，加入主动控制技术。美国学者提出了多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization 简称MDO)思想，利用诸如遗传算法、神经网络和响应面法等非线性数值优化方法，开展了基于飞行器系统工程的设计优化，形成了诸如基于并行子空间的优化算法、并行子空间设计、协作优化算法等多学科设计优化方法，并将多学科设计优化方法应用于FIA-18和F-16战斗机的分系统设计。以FIA-18战斗机为基础，采用多学科设计优化技术重新设计机翼，在性能不变的条件下，结构重量只有原来的52%，扭转刚度可以降低40%。把多学科设计优化技术技术用于F-16战斗机机翼设计时，机翼外段刚度可降低25%，结构重量可降低20%，在高动压情况下，控制效能提高了10%。2001年美国NASA提出了“变形飞机”设计概念。“变形飞机”是通过应用智能结构材料的传感器和作动装置，光滑而持续地改变机翼形状，对不断改变的飞行条件作出响应“变形飞机’，概念使得机翼不再是传统意义上的一个结构，而是一个在主动控制技术控制下的机构，因此它的分析方法将会更加复杂，和“变形飞机”相关的主动控制技术，大挠度柔性结构分析技术，智能材料结构设计技术、主动流场控制技术等新技术也将成为21世纪航空航天飞行器发展的关键技术。国内相关著名学者和其相关著作夏人伟教授，黄海教授从工程应用角度提出了基于包络函数和二级近似概念的优化算法。

航空航天材料

航空航天材料飞行器及其动力装置、附件、仪表所用的各类材料，是航空航天工程技术发展的决定性因素之一。航空航天材料科学是材料科学中富有开拓性的一个分支。飞行器的设计不断地向材料科学提出新的课题，推动航空航天材料科学向前发展；各种新材料的出现也给飞行器的设计提供新的可能性，极大地促进了航空航天技术的发展。航空航天材料的进展取决于下列3个因素:①材料科学理论的新发现：例如，铝合金的时效强化理论导致硬铝合金的发展；高分子材料刚性分子链的定向排列理论导致高强度、高模量芳纶有机纤维的发展。②材料加工工艺的进展：例如，古老的铸、锻技术已发展成为定向凝固技术、精密锻压技术，从而使高性能的叶片材料得到实际应用；复合材料增强纤维铺层设计和工艺技术的发展，使它在不同的受力方向上具有最优特性，从而使复合材料具有“可设计性”，并为它的应用开拓了广阔的前景；热等静压技术、超细粉末制造技术等新型工艺技术的成就创造出具有崭新性能的一代新型航空航天材料和制件，如热等静压的粉末冶金涡轮盘、高效能陶瓷制件等。③材料性能测试与无损检测技术的进步：现代电子光学仪器已经可以观察到材料的分子结构；材料机械性能的测试装置已经可以模拟飞行器的载荷谱，而且无损检测技术也有了飞速的进步。材料性能测试与无损检测技术正在提供越来越多的、更为精细的信息，为飞行器的设计提供更接近于实际使用条件的材料性能数据，为生产提供保证产品质量的检测手段。一种新型航空航天材料只有在这三个方面都已经发展到成熟阶段，才有可能应用于飞行器上。因此，世界各国都把航空航天材料放在优先发展的地位。中国在50年代就创建了北京航空材料研究所和北京航天材料工艺研究所，从事航空航天材料的应用研究。分类飞行器发展到80年代已成为机械加电子的高度一体化的产品。它要求使用品种繁多的、具有先进性能的结构材料和具有电、光、热和磁等多种性能的功能材料。航空航天材料按材料的使用对象不同可分为飞机材料、航空发动机材料、火箭和导弹材料和航天器材料等；按材料的化学成分不同可分为金属与合金材料、有机非金属材料、无机非金属材料和复合材料。材料应具备的条件用航空航天材料制造的许多零件往往需要在超高温、超低温、高真空、高应力、强腐蚀等极端条件下工作，有的则受到重量和容纳空间的限制，需要以最小的体积和质量发挥在通常情况下等效的功能，有的需要在大气层中或外层空间长期运行，不可能停机检查或更换零件，因而要有极高的可靠性和质量保证。不同的工作环境要求航空航天材料具有不同的特性。高的比强度和比刚度对飞行器材料的基本要求是：材质轻、强度高、刚度好。减轻飞行器本身的结构重量就意味着增加运载能力，提高机动性能，加大飞行距离或射程，减少燃油或推进剂的消耗。比强度和比刚度是衡量航空航天材料力学性能优劣的重要参数。飞行器除了受静载荷的作用外还要经受由于起飞和降落、发动机振动、转动件的高速旋转、机动飞行和突风等因素产生的交变载荷，因此材料的疲劳性能也受到人们极大的重视。优良的耐高低温性能飞行器所经受的高温环境是空气动力加热、发动机燃气以及太空中太阳的辐照造成的。航空器要长时间在空气中飞行，有的飞行速度高达3倍音速,所使用的高温材料要具有良好的高温持久强度、蠕变强度、

高超声速飞行器结构材料与热防护系统

本文2010201222收到,作者分别系中国航天科工集团三院310所助工、高级工程师高超声速飞行器结构材料与热防护系统郭朝邦李文杰图1　挂载在B 252H 机翼的X 251A 摘　要　随着人类对高超声速飞行器的不断探索,结构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介绍了X 251A 和X 243A 的项目概况、结构材料和热防护系统,然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热防护材料和热防护系统等几方面对X 251A 和X 243A 试飞器进行了分析,最后提出了结构材料和热防护系统发展的关键技术。关键词　X 251A X 243A 结构材料热防护系统飞行器高超引　言随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题成为限制飞行器发展的瓶颈。而高超声速结构材料和热防护系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基础,因此,各国都大力开展了高超声速飞行器热防护材料与结构的相关研究。尤其是以美国为代表的X 251A 和X 243A 高超声速飞行器在结构材料和热防护方面的研究比较突出,本文对这两种试飞器的结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。1　X 251A 高超声速飞行器1.1　项目概况 X 251A 计划是由美国空军研究试验室(AFRL )、国防高级研究计划局(DARP A )、NAS A 、波音公司和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力的计划。终极目标是发展一种马赫数达到5～7的可以在1h 内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。试验方式是使用B 252H 轰炸机挂载X 251A 飞行,达到预定的飞行条件,释放X 251A 进行飞行试验。图1是挂载在B 252H 机翼下的X 251A 。美国空军在2003年开始研制试飞器,2004年12月完成初始设计评估,2005年1月开始详细设计,2005年9月27日被正式赋予X 251A 的代号,2007年5月该项目通过关键设计评审。2009年12月9日在加利福尼亚州爱德华兹空军基地进行了首次系留挂载飞行试验,X 251A 挂载在B 252H 重型轰炸机的机翼下向北起飞后爬升至15.24km 高空,随后该机携载X 251A 做了较柔和的机动动作。按计划,X 251A 将于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。1.2　结构材料与热防护系统1.2.1　总体结构 X 251A 整个飞行器长7.62m ,质量1780kg,