高体份SiC/Al反射镜在空间光学应用可行性的分析

简述了空间遥感器设计中反射镜材料选择的重要性及影响。对SiC和SiC/Al复合材料与常用光学材料的空间应用综合品质因子进行了比较,SiC材料的综合品质因子为8072.92,高体分SiC/Al复合材料的综合品质因子为1 687.50。并对高体分SiC/Al复合材料应用在反射镜上的光学性能进行了检测。检测结果得出材料的表面粗糙度能够达到1.49 nm,小于5 nm;反射率达到95%以上,能够满足反射镜的性能要求。对采用高体分SiC/Al复合材料作为反射镜和背板材料的相机结构进行分析。分析结果得出整体结构前三阶模态为115 Hz,120 Hz,203 Hz,满足空间遥感器大于100 Hz的技术要求,各反射镜的面形精度满足RMS≤1/50λ(λ=632.8 nm)的技术要求。各项测试数据和有限元分析结果表明,高体份SiC/Al复合材料作为反射镜在空间光学中应用是可行的。

高体份SiC/Al复合材料在星载遥感器中应用

高体份SiC/Al复合材料因其性能优良而成为新一代星载遥感器的理想结构材料。因星载遥感器设计中材料选择的重要性,对高体份SiC/Al复合材料与常用遥感器结构材料的空间应用综合品质因子进行了比较,高体份SiC/Al复合材料的综合品质因子为1 687.8,为传统遥感器结构材料的5~80倍。对遥感器的调焦机构支架进行力学分析和测试以及热分析,结果表明,高体份SiC/Al复合材料是星载遥感器理想的结构材料,为星载遥感器的设计提供了坚实的保障。

高体积比SiC_p/6013Al复合材料反应熔渗制备与热学性能

采用反应熔渗法在低压力下制备高体积比SiCp/Al复合材料 ,并研究其热学性能。临界熔渗压力与SiC颗粒尺寸及反应程度有关。Al熔体在无压或低压力下能渗入SiC预成形坯 ,制备出组织均匀的高体积比SiCp/Al复合材料 ,SiC颗粒体积分数约 5 0 %。界面反应对SiCp/Al复合材料的CTE的影响很小 ,但会降低SiC/Al的界面传热系数 ,影响材料的导热性能。降低熔渗温度和缩短保温时间可缓减界面反应程度 ,提高复合材料的热学性能 ,CTE在 10× 10 - 6 /K以下 ,复合材料的导热系数达到 164(W·m- 1 ·K- 1 )。

燃烧反应合成Ni-Al-SiC摩擦磨损性能研究

采用燃烧反应合成方法,在球墨铸铁表面制备Ni-Al-SiC金属间化合物复合涂层,通过加入SiC粒子来改善Ni-Al系金属间化合物的摩擦磨损性能。试验结果表明:随着载荷的提高,磨损量增加,摩擦因数减小;随着SiC粒子含量的增加,硬度增加,磨损量降低;在燃烧反应的过程中,随着烧结压强的增加,硬度有明显提高。由此得出结论:SiC粒子的加入,明显改善了Ni-Al系金属间化合物的摩擦磨损性能,并且提高了材料的硬度。

高体分SiC/Al与若干电子封装基板材料的对比

综合比较了传统电子封装基板材料与高体积分数SiC/Al复合材料的各方面性能,结果显示,高体分SiC/Al复合材料具有优异的机械与热物理综合性能,且制备成本适中,线膨胀系数可根据不同的半导体材料特性进行调整,因此是基板材料的较佳备选材料。

电子封装材料高体积分数SiC/Al制备和性能

采用无压熔渗法制备了用于特种电子封装的高体积分数SiC增强Al复合材料。复合材料中SiC含量高于60vol.%,SiC陶瓷相均匀分布于Al合金基体中.增强相和合金基体局部形成双连通结构,保证SiC/Al复合材料有低膨胀系数和高热导;复合材料力学性能优良,韧度优于传统陶瓷封装材料。高体分SiC/Al和半导体材料热匹配良好,综合性能优异,满足特种高可靠性电子系统封装材料使用要求。

高硅SiCp/Al复合材料的表面敏化

高硅SiCp/Al复合材料化学镀镍是其表面金属化的关键步骤,化学镀前的敏化工艺易造成该复合材料表面Al合金的过度腐蚀,形成腐蚀孔洞缺陷,金属化后的试样表面粗糙度增加,并对后续的钎焊工艺产生不利影响。本文采用SnCl2+HCl溶液对高硅SiCp/Al复合材料进行敏化处理,研究了敏化时间和敏化液浓度对试样表面质量的影响。结果表明,敏化0.5min后试样表面Al合金腐蚀程度小,沉积的Sn(OH)2颗粒数量少。敏化1.5min以上,试样表面Sn(OH)2颗粒数量多,但Al合金完全腐蚀,留下大而深的腐蚀孔洞;降低敏化液浓度也不能明显提高敏化试样的表面质量。敏化1.0min后,试样表面Al合金连续分布,无大而深的腐蚀孔洞,Sn(OH)2颗粒数量适中。经过1min敏化的高硅SiCp/Al复合材料试样表面化学镀层质量良好。

高温材料研究进展及其在航空发动机上的应用

随着航空发动机推重比的提高,急需发展集轻质、高强韧、耐高温、长时间、抗烧蚀于一体的高温结构材料,如TiAl系和Ni3Al基金属间化合物、Cf/C复合材料、陶瓷、CMC-SiC复合材料等,以满足航空发动机愈加苛刻的工作环境。简要介绍了适用于高推重比航空发动机的高温结构材料的研究进展、成果、应用现状及存在问题,指出了高推重比航空发动机用高温结构材料是今后的研究目标和发展方向。

铝基复合材料结构遥感器设计分析

空间遥感器光学反射镜的高刚度、支撑结构的合理性以及良好的热尺寸稳定性是保证其成像的关键因素。遥感器的重量对于运载平台也是至关重要的。针对这些问题,提出一种支撑杆的连接方式,能够减轻遥感器的重量。反射镜和背板采用高体份铝基复合材料,不仅保证高度、强度,而且因采用同一种材料从而避免了热环境对遥感器结构变形的影响。通过采用有限元仿真分析,在重力和10°温升情况下各反射镜的面形PV值<55nm,满足<1/10λ(λ=632.8nm)指标要求,整个结构的前三阶模态为115Hz,120Hz,203Hz。结果表明,采用支撑杆以及铝基复合材料的遥感器结构能够满足空间环境要求,为进一步工程应用提供了理论依据。