先进复合材料在航天动力系统的应用[推荐五篇]

第一篇：先进复合材料在航天动力系统的应用

先进复合材料在航天动力系统的应用

http://www.cnfrp.net 发布日期: 2008-02-22 阅读: 63 字体:大 中 小

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１ 引言

火箭发动机是发射各种弹道导弹和航天飞行器的主要动力，是发展航天产业的基础。“发展航天，动力先行”是航天系统工程的标志之一，无论是固体火箭发动，还 是液体火箭发动机，都是用飞行器自身携带的推进剂作为工质，通过能量转换，把不同形式的能源中释放的能量转化为动能而产生推力[1]。因此，不断提升能源物质的能量和减轻发动机自身的重量成为航天动力系统发展的两条主线，从而带动了高性能复合材料技术的发展和在航

[1,2]天领域的应用，包括高性能树脂基结构复合材料、高温抗烧蚀复合材料等。

固体火箭发动机以其结构简单，机动、可靠、易于维护等一系列优点，广泛应用于武器系统及航天领域。而先进复合材料的应用情况是衡量固体火箭发动机总体水平的重要指标之一。在固体发动机研制及生产中，尽量使用高性能复合材料已成为世界各国的重要发展目标，目前己拓展到液体动力领域。科技发达国家在新材料研制 中坚持需求牵引和技术创新相结合，做到了需求牵引带动材料技术发展；同时，材料技术创新又推动了发动机水平提高的良性发展。目前，航天动力领域先进复合材 料技术总的发展方向是高性能、多功能、高可靠及低成本［2~4］。

作为国内固体动力技术领域专业材料研究所，西安航天复合材料研究所在固体火箭发动机各类结构、功能复合材料研究及成型技术方面具有雄厚的技术实力和研究水平，突破了国内固体火箭发动机用复合材料壳体和喷管等部件研制生产中大量的应用基础技术和工艺技术难关，为国内的固体火箭发动机事业作出了重要的贡献，同 时牵引国内相关复合材料与工程专业总体水平的提高。建所以来，先后承担并完成了通讯卫星东方红二号远地点发动机、气象卫星风云二号远地点发动机、多种战略 战术导弹复合材料部件的研制及生产任务。目前，西安航天复合材料研究所正在研制多种航天动力先进复合材料部件，研制和生产了载人航天工程的逃逸系统发动机 部件。2 国内外技术发展现状分析 2.1 国外技术发展现状分析

SRM发展至今，其壳体和喷管的基本设计原理一直未变[3,4]。固体火箭发动机的壳体作为一个薄壁压力容器，里面装有绝热层和固体推进剂。壳体材料的设计取决于它所承受的载荷、推进剂燃烧产生的内压，及它表面承受的 惯性力和空气动力。而发动机的喷管与壳体联接，把燃烧室中的高温、高压、高速燃气热能转变为动能而产生所需推力。由于发动机的喷管更多的暴露于热环境，喷 管区的设计必须能够承受推进剂燃烧产生的高温。40年前，喷管的温度仅有540 ~1100℃，而今天的喷管温度已高达3300~3700℃以上。与发动机壳体的设计不同，喷管材料的设计更注重材料经受剧烈温度波动的能力，而不是材料 本身的基本强度。由于新材料、新工艺以及新制造技术的发展，SRM的性能及用途取得了飞速进步。ＳＲＭ壳体及喷管材料的研制根据不同的应用向以下两个方向 发展：壳体材料的轻质化和喷管材料的抗烧蚀性能提高。图１简要说明了先进复合材料在国外典型战略武器固体火箭发动机中的应用。

2.1.1 结构复合材料

国外发动机壳体材料采用先进的复合材料，主气要方向是采用炭纤维缠绕壳体，使发动机质量比有较大提高。如美国“侏儒”小型地地洲际弹道导弹三级发动机（SICBM-

1、SICBM-

2、SICBM-3）燃烧室壳体由IM-7炭纤维/HBRF-55A环氧树脂缠绕制作，IM-7炭纤维拉伸强度为5300 MPa，HBRF-55A环氧树脂拉伸强度为84.6 MPa,壳体容器特性系数(pv/Wc)≥39 km;美国的潜射导弹“三叉戟II（D5）”第一级采用炭纤维壳体，质量比达0.944，壳体特性系数43 km，其性能较凯芙拉/环氧提高30％。

国外炭纤维的开发自20世纪８０年代以来，品种、性能有了较大幅度改观，主要体现在以下2个方面：

（１)性能不断提高。在20世纪70 ~80年代，主要以3 000 MPa的炭纤维为主，９０年代初普遍使用的IM7, IM8纤维强度达到5300 MPa，90年代末T1000纤维强度达到7000 MPa,并己开始工程应用。

（２）品种不断增多。以东丽公司为例，1983年生产的炭纤维品种只有4种，到1995年炭纤维品种达21种之多。

不同种类、不同性能的炭纤维满足了不同的需要，为炭纤维复合材料的广泛应用提供了坚实的基础。

芳纶纤维是芳族有机纤维的总称，典型的有美国的Kevlar、俄罗斯的APMOC均已在多个型号上得到应用，如前苏联的SS-

24、SS-25洲际导弹。俄罗斯的APMoC纤维生产及其应用技术相当成熟，APMOC纤维强度比Kevlar高38%、模量高20%,纤维强度转化率己达到75％以上。PBO纤 维是美国空军1970年开始作为飞机结构材料而着手研究的产品，具有刚性极强的线形伸直链结构。美国Bruswick公司用抗拉强度为5.5 GPa级的PBO纤维进行缠绕容器的综合研究，内径为250 mm的球形高压容器，实测平均爆破压强91 MPa,纤维强度转化率86%,容器特性系数65.2 km，与抗拉强度为5.65 GPa的T-40炭纤维缠绕容器相比(pv/W值为45.2 km），PBO性能要高31％。

此外，复合材料以其质轻的优势替代传统的金属材料获得广泛应用，典型的有复合材料发射筒、网格结构及各种压力容器。

国外复合材料导弹发射筒在战略、战术型号上广泛采用，如美国的战略导弹MX导弹、俄罗斯的战略导弹“白杨Ｍ”导弹均采用复合材料发射筒。由于复合材料发射 筒相对于金属材料而言，结构重量大幅度减轻，使战略导弹的机动灵活成为可能。在战术导弹领域，复合材料导弹发射筒的应用更加普遍。

网格结构的研究早在20世纪70年代就己开始，目前己有多种类型网格结构在航空航天领域用作战略导弹级间段，空间飞行器舱体、箭与卫星的对接框等不同部 件，如1997年美国空军菲利普实验室以自动化缠绕技术制作网格结构承力部件应用于飞机改制，加州复合材料中心将复合材料网格应用于航空喷气发动机，日本 研制的炭/环氧复合材料网格结构作为第三级发动机与旋转平台的级间段结构成功地应用在H1火箭上，见图２和图3。

从20世纪６０年代末开始，航天领域中以S玻璃和凯夫拉-49纤维复合的金属内衬轻质压力容器逐渐取代传统的全金属压力容器。美国在1975年开始了轻质 复合材料气瓶研制，采用S-玻纤/环氧、KeVlar/环氧缠绕复合材料气瓶。随着炭纤维性能提高及成本大幅度下降，炭纤维与低成本铝内衬制造技术相结 合，使得费用低、质量轻、性能高、可靠性好的高压容器的生产变为现实。2.1.2 结构/功能一体化材料

在国外动力系统喷管部件已趋向全炭/炭化，入口段与喉衬采用整体式多维炭/炭编织物，出口锥用炭/炭材料或炭布带缠绕制成，延伸喷管技术相当成熟。喉衬材 料方面，国外高性能惯性顶级固体发动机、星系固体发动机、战略导弹固体发动机，几乎全部采用3D、4DC/C复合材料喉衬。炭/炭扩张段主要应用于宇航发 动机及战略导弹上面级发动机。如美国研制的Star系列宇航发动机炭/炭扩张段，及ＭＸ导弹第三级采用炭/炭扩张段和二维延伸的炭/炭延伸锥，三叉戟Ｄ5 潜地战略固体导弹第二级采用了可延伸的炭/炭延伸锥。法国研制的炭/炭扩张段应用于西欧远地点助推发动机MageII号。俄罗斯炭/炭扩张段出口直径达 1.5 m,出口厚度2.8 mm，己应用于“起点一号”运载火箭上面钮等众多型号发动机。８０年代中期，法国SEP公司开发了厚度方向有炭纤维增强的在Novoltex炭/炭扩张 段、延伸锥技术。美国侏儒导弹第三级的炭/炭扩张段和延伸锥、雅典娜(Athena)运载火箭惯性顶级发动机Orbus21 HP、波音公司运载火箭Delta-III的第二级（RL1OB-2)和Ariane４运载火箭上面级液氢/液氧发动机HM7使用了SiC涂层的Novoltex炭/炭扩张段，见图4~图６。

表１列出了国外先进战略导弹武器中C/C复合材料的应用情况[4~12]。

近年来，C/C复合材料在可重复使用再入及高超飞行器、特种发动机的热结构上应用前景广泛，如航空涡轮喷气发动机中的涡轮盘、叶片、燃烧室、喷油杆和尾喷 管调节片等，航天飞机上的鼻锥和机翼前缘，冲压发动机的燃烧室内衬和喷管。当航空发动机推重比达到15~20时，其工作温度高达2000℃，要求材料的比 强度比目前高5倍，而发动机的重量在推重比10的基础上再降50%。在如此苛刻的条件下，目前除了C/C复合材料外的其他材料都己无能为力[13~16]。

美国F22、F100、F119军机和俄罗斯航空发动机上已经采用炭/炭制作航空发动机燃烧室、导向器、内锥体、尾喷管鱼鳞片和密封片及声挡板等。法国幻 影2000飞机发动机上己采用炭/炭制作的喷油管、隔热屏、鱼鳞片。此外，德国、俄罗斯和日本也试制了整体炭/炭涡轮叶片或涡轮盘，但这些航空发动机转动 件尚未进入实际应用阶段。此外，20世纪90年代初，美国已在实施将C/C复合材料用于超高速飞行器的飞机结构材料的计划，以实现飞行器全C/C复合材料 主结构的设计与制造。

高速、高超声速飞行器及可重复使用，运载器(RLV)是当前世界各军事大国的研究热点，从一次性运载火箭到部分重复使用的航天飞机，再到完全重复使用的航天运载器是未来发展的必由之路，军事和商业用途前景显 著。美国、日本、欧空局都制订和陆续实施了各自的发展计划，如美国从20世纪６０年代开始了X系列先进飞行器的验证试验；欧空局1994年开始相继启动了 未来欧洲航天运输研究计划（FESTIP）和未来运载技术计划（FLTP），发展和验证研制新一代欧洲运载器所需的技术；俄罗斯和印度也在积极进行研究和试验来确定未来高超声速飞行器和可重复使用运载器的发展方向。

新型航天器要实现高超声速飞行及可重复使用，结构轻质化及有效的热防护系统（TPS）是必须解决的关键性问题，这些关键技术的突破都与复合材料技术密切相 关。如NASA航天试验验证机X-33的鼻锥、面板等热保护系统采用抗氧化C/C复合材料，在高于2 500℃的条件下试验80s ；X-38飞行器襟翼采用全陶瓷复合材料，在迎风面整体温度达到1650℃,在两个襟翼之间的缝隙处温度峰值可达1830℃，X-38的紧急刹车盘和鼻锥 也采用抗氧化炭/炭材料。欧洲空间组织（ESA）的HERMES、MSTP, ARD、FESTIP、GSTP等空间飞行器项目以及德国超音速技术项目的再入飞行器防热／隔热系统大都采用了抗氧化CIC复合材料。CIC复合材料技术的关键性和先导性已成为美、俄、法等军事大国开展战略武器研制的基本共识，C/C复合材料的发展与现代宇航工业和空间技术的发展息息相 关，由于其军事用途十分明显，又处于材料科学前沿，近四十年来，关于材料、工艺、性能和应用研究的工作从未间断。性能表征和评价方法、工艺控制方法等共性 基础问题一直是CIC复合材料发展的研究重点，美国空军材料实验室的科学家DOnald.L.Schmidt指出，“CIC复合材料点燃了材料科学家和工 程师们把它作为一种未来高性能材料的想象力。然而，要把这种材料作为方案引入各种实际应用仍然是一种尝试性的富有挑战性的土作”。随着C/C复合材料在国 防上的不可替代性日益突出和应角领域日益拓宽，己经成为先进国家在高科技材料领域竞争的焦点之一。

表２列出了ClC复合材料在航天飞机等先进飞行器上的应用

2.2 国内技术发展现状分析 2.2.1 结构复合材料

国内固体发动机壳体已成功采用玻璃纤维及芳纶纤维。西安航天复合材料研究所还配合有关部门进行了国产芳纶纤维初步性能研究，有待于进一步加强工艺应用研 究，在炭纤维复合材料壳体研究方面进行了大量的预先研究工作，进行了¢1400mm、¢2000 mm炭纤维壳体研制。

在PBO纤维应用研究方面，西安航天复合材料研究所进行了初步的探索性研究，在PBO纤维表面处理、PBO纤维适应的树脂配方研究等工作都已取得了较大的进展，见图7和图8。

国内在轻质复合材料应用上也开展了相关研究。在复合材料发射筒研究方面，西安航天复合材料研究所及哈尔滨玻璃钢制品研究所进行了某型号导弹发射筒的研制，己成功地进行了多种地面试验和实弹发射考核。在飞航导弹复合材料发射筒研制方面，航天科工集团三院研制了长5.45 m，内径5O2 mm的导弹贮运发射筒。西安航天复合材料研究所、哈尔滨玻璃钢制品研究所等单位进行了网格结构材料初步应用研究，西安航天复合材料研究所同时针对网格结构 缠绕成型的特点开发了缠绕软件。上述工作为大型主承力网格结构实际应用奠定了良好的基础。总体来说，目前国内对网格结构的研究主要集中于理论方面，需加强 复合材料主承力网格结构应用技术研究，以提高国内空间飞行器的性能，缩短在该技术上与国外的差距，见图9。

西安航天复合材料研究所多年来一直从事复合材料压力容器研究工作，从早期的玻璃纤维压力容器，Kevlar-49压力容器到F-12芳纶纤维及炭纤维压力 容器，性能一直处于国内先进水平，S-II玻璃纤维压力容器的PV/W值达到20 km，F12芳纶纤维pV/W为38 km，T700炭纤维pV/W为40 km。2.2.2 结构/功能一体化材料

喉衬材料一直是固体火箭发动机材料应用研究的重点和关键。近20年来，ClC复合材料喉衬的研制和应用取得了很大的进展，西安航天复合材料研究所于70年 代末期建立起了X650 mm的毡基炭/炭喉衬研制生产线，80年代初又掌握了4D炭／炭喉衬研制工艺技术，通过工艺攻关，基本具备了大在金属内胆压力容器研制方面打成功地进行了 DFH-4卫星平台用50L炭纤维高压复合材料气瓶缠绕研制工作，己进入正样阶段。此外，西安航天复合材料研究所还成功研制了宇航员生命保障系统用容器和 多种环形及异形容器，在上述研究的基础上，将相关产品已应用到卫星、运载火箭和军用飞机上，具有十分重要的意义，见图10。

型战略导弹SRM各级发动机喉衬预成型体编织，CVD均热法、热梯度法，高压浸渍炭化，高温石墨化工艺的研制条件。西安航天复合材料研究所研制了与国际水平同步发展的各种类型炭/炭喉衬材料，其中4种炭/炭喉衬材料性能已达到

[12]同类材料的国际先进水平。

喷管扩张段、防热环技术是国内SRM技术中与国外差距最大的项目，大约落后20年左右，严重制约着国内战略、战术导弹武器的技术水平。国内大型喷管扩张段 /延伸段结构件材料目前主要采用采用炭/酚醛、高硅氧/酚醛复合缠绕绝热层及玻璃纤维/环氧缠绕结构层，耐温性与刚度比较低，限制了喷管热防护材料的进一 步发展，研制耐高温轻质的喷管结构材料成为必要。西安航天复合材料研究所己开展多项轻质炭/炭延伸段预先研究，先后成功通过固体及液体发动机地面热试车，承担的“863项目”研制的不同规格的炭/炭延伸段已先后多次成功通过液体发动机地面热试车，为航天动力系统的轻质化奠定了一定的技术基础。问题及建议

3.1 进一步加强复合材料的基础研究

复合材料经过了多年的发展历程，现己基本自成体系，无论在原材料、构件成型，还是工程应用等方面，国内外都已形成规模。但是，就国内目前的现状看来，几十 年的发展对于一种高新材料而言，远远不够，随着复合材料应用领域的扩展、使用条件的提高，所产生的高性能、低成本、多功能要求，有待于开展更广泛、更深入 地研究。

建议今后复合材料领域的研究工作计划围绕以下几方面展开：高性能复合材料进一步研制；复合材料低成本化研究；复合材料界面结构和性能的研究与控制；复合材料结构及工艺过程控制研究。3.2 进一步提高制造技术和制造工艺

尽管我国有许多材料的水平己接近甚至达到国际先进水平，但由于材料应用技术水平落后，制造工艺和制造技术差，造成复合材料结构件的性能差。因此，需要重视提高应用技术，开发先进制造工艺和制造技术。4 结束语

在航天动力技术领域，先进复合材料起着重要的作用。当前，复合材料技术的快速发展，使研制和应用高性能结构复合材料、结构/功能一体化的高温烧蚀防热材料 成为可能，先进的复合材料技术将给动力系统的研发提供强有力的技术支持，使发动机性能获得新的飞跃。将对我国武器装备的快速进步、航天事业的飞跃发展具有 举足轻重的作用。

新闻来源:刘勇琼,崔红,孟宇

第二篇：纳米材料航天应用

纳米材料定义：

纳米材料是指在三维空间中至少有一维处于纳米尺度范围(1-100nm)或由它们作为基本单元构成的材料，这大约相当于10~100个原子紧密排列在一起的尺度。纳米材料特性

特性 :（1）表面与界面效应

这是指纳米晶体粒表面原子数与总原子数之比随粒径变小而急剧增大后所引起的性质上的变化。例如粒子直径为10纳米时，微粒包含4000个原子，表面原子占40%；粒子直径为1纳米时，微粒包含有30个原子，表面原子占99%。主要原因就在于直径减少，表面原子数量增多。再例如，粒子直径为10纳米和5纳米时，比表面积分别为90米2/克和180米2/克。如此高的比表面积会出现一些极为奇特的现象，如金属纳米粒子在空中会燃烧，无机纳米粒子会吸附气体等等。

（2）小尺寸效应

当纳米微粒尺寸与光波波长，传导电子的德布罗意波长及超导态的相干长度、透射深度等物理特征尺寸相当或更小时，它的周期性边界被破坏，从而使其声、光、电、磁，热力学等性能呈现出“新奇”的现象。例如，铜颗粒达到纳米尺寸时就变得不能导电；绝缘的二氧化硅颗粒在20纳米时却开始导电。再譬如，高分子材料加纳米材料制成的刀具比金钢石制品还要坚硬。利用这些特性，可以高效率地将太阳能转变为热能、电能，此外又有可能应用于红外敏感元件、红外隐身技术等等。

（3）量子尺寸效应

当粒子的尺寸达到纳米量级时，费米能级附近的电子能级由连续态分裂成分立能级。当能级间距大于热能、磁能、静电能、静磁能、光子能或超导态的凝聚能时，会出现纳米材料的量子效应，从而使其磁、光、声、热、电、超导电性能变化。例如，有种金属纳米粒子吸收光线能力非常强，在1.1365千克水里只要放入千分之一这种粒子，水就会变得完全不透明。

（4）宏观量子隧道效应

微观粒子具有贯穿势垒的能力称为隧道效应。纳米粒子的磁化强度等也有隧道效应，它们可以穿过宏观系统的势垒而产生变化，这种被称为纳米粒子的宏观量子隧道效应。纳米材料发展：

纳米技术的灵感，来自于已故物理学家理查德·费曼1959年所作的一次题为《在底部还有很大空间》的演讲。这位当时在加州理工大学任教的教授向同事们提出了一个新的想法。从石器时代开始，人类从磨尖箭头到光刻芯片的所有技术，都与一次性地削去或者融合数以亿计的原子以便把物质做成有用的形态有关。范曼质问道，为什么我们不可以从另外一个角度出发，从单个的分子甚至原子开始进行组装，以达到我们的要求?他说：“至少依我看来，物理学的规律不排除一个原子一个原子地制造物品的可能性。”

1990年，IBM公司阿尔马登研究中心的科学家成功地对单个的原子进行了重排，纳米技术取得一项关键突破。他们使用一种称为扫描探针的设备慢慢地把35个原子移动到各自的位置，组成了ibm三个字母。这证明范曼是正确的，二个字母加起来还没有3个纳米长。不久，科学家不仅能够操纵单个的原子，而且还能够“喷涂原子”。使用分子束外延长生长技术，科学家们学会了制造极薄的特殊晶体薄膜的方法，每次只造出一层分子。目前，制造计算机硬盘读写头使用的就是这项技术。

著名物理学家、诺贝尔奖获得者理查德· 费曼预言，人类可以用小的机器制作更小的机器，最后将变成根据人类意愿，逐个地排列原子，制造产品，这是关于纳米技术最早的梦想;

70年代，科学家开始从不同角度提出有关纳米科技的构想，1974年，科学家唐尼古奇最早使用纳米技术一词描述精密机械加工;

1982年，科学家发明研究纳米的重要工具——扫描隧道显微镜，为我们揭示一个可见的原子、分子世界，对纳米科技发展产生了积极促进作用;

1990年7月，第一届国际纳米科学技术会议在美国巴尔的摩举办，标志着纳米科学技术的正式诞生;

1991年，碳纳米管被人类发现，它的质量是相同体积钢的六分之一，强度却是钢的10倍，成为纳米技术研究的热点，诺贝尔化学奖得主斯莫利教授认为，纳米碳管将是未来最佳纤维的首选材料，也将被广泛用于超微导线、超微开关以及纳米级电子线路等;

1993年，继1989年美国斯坦福大学搬走原子团“写”下斯坦福大学英文、1990年美国国际商用机器公司在镍表面用36个氙原子排出“ibm”之后，中国科学院北京真空物理实验室自如地操纵原子成功写出“ 中国”二字，标志着中国开始在国际纳米科技领域占有一席之地;

1997年，美国科学家首次成功地用单电子移动单电子，利用这种技术可望在20年后研制成功速度和存贮容量比现在提高成千上万倍的量子计算机;

1999年，巴西和美国科学家在进行纳米碳管实验时发明了世界上最小的“秤”，它能够称量十亿分之一克的物体，即相当于一个病毒的重量;此后不久，德国科学家研制出能称量单个原子重量的秤，打破了美国和巴西科学家联合创造的纪录;

到1999年，纳米技术逐步走向市场，全年基于纳米产品的营业额达到500亿美元;

近年来，一些国家纷纷制定相关战略或者计划，投入巨资抢占纳米技术战略高地。日本设立纳米材料研究中心，把纳米技术列入新5年科技基本计划的研发重点;德国专门建立纳米技术研究网;美国将纳米计划视为下一次工业革命的核心，美国政府部门将纳米科技基础研究方面的投资从1997年的1.16亿美元增加到2001年的4.97亿美元。

2003年，纳米技术在基础研究和应用研究方面都取得了突破性进展。如：美国利用超高密度晶格和电路制作新方法，获得高密度的铂纳米线；日本用单层碳纳米管与有机熔盐制成高度导电的聚合物纳米管复合材料等。纳米材料缺点

生产出来的成本高，应用不广泛，同时生产出来的纳米产品的毒理学没有广泛的深入，在某种意义上讲一些东西处于探索阶段

前言纳米材料由于具有独特的小尺寸效应而表现出不同于传统材料的物理和化学性质。利用纳米材料这些独特的性质。可对传统材料进行改性，进而开发出更高性能的材料．开辟出新的材料生产途径．以满足传统材料所不能达到的要求．尤其是满足航天航空领域对材料性能的特殊要求。应用纳米材料可减小航天器电子元器件的体积和质量．并提高其可靠性。纳米材料的发展方向主要有功能纳米材料及结构纳米材料纳米材料在航天器结构材料上的应用 1．金属及金属基复合材料晶粒细化是提高金属材料强度最有效的方法之一。利用添加纳米陶瓷来增强金属合金基材料的方法，就是把纳米陶瓷粉体均匀分散于合金中．以提高合金的成核速率．同时抑制晶粒长大．从而起到晶粒细化的作用。抑制材料使用过程中微裂纹的扩展．提高产品的强度。例如，将纳米碳化硅、纳米氮化硅、纳米氮化钛、纳米硅粉添加到金属基体(铝、铜、银、钢、铁等合金)中。可制造出质量轻、强度高、耐热性好的新型合金材料。

(1)纳米氮化钛应用于合金钢、铁纳米氮化钛具有硬度和热稳定性高、粒度小，以及分散性好的特点。在钢水冷却结晶过程中．纳米氮化钛成为晶核相．可大大增加成核数量，减小晶粒尺寸．达到细化合金晶粒的效果．使合金的综合性能大大改善。

(2)纳米碳化硅应用于银基复合材料通过向基体中加入均匀、细J．J＼，具有良好稳定性的颗粒．达到弥散强化合金的目的．是制备高强高导合金材料的重要途径之一。纳米碳化硅对于银合金来说是一种有效的增强相．当纳米碳化硅的质量百分含量为l％时．强化效果佳．材料的抗拉强度可达39IMPa．相对电导率为60．2％，强度和耐磨性均有所提高。(3)纳米碳化硅弥散强化铜基复合材料高强高导铜基复合材料在集成电路的引线框架 各类点焊、滚焊机的电极、触头材料，电枢、电动工具的换相器等电子设备中具有广泛的用途。但铜合金的高强度和高导电性一直是一对互相矛盾的特性．一般只能在牺牲电导率和热导率的前提下改善铜的力学性能，以获得高强度。采用纳米碳化硅稳定弥散强化铜基材料是解决 这一矛盾的较好方法 通过向基体中加入均匀、细小，具有良好稳定性的纳米碳化硅颗粒以达到弥散强化铜合金的目的．已成为制备高强高导铜基复合材料的研究热点。

(4)纳米碳化锆应用于硬质合金纳米碳化锆是一种重要的高熔点、高强度和耐腐蚀的高温结构材料 纳米碳化锆用于硬质合金材料中．可提高材料的强度和耐腐蚀性等性能。

2．聚合物基复合材料纳米粒子加入聚合物基体后．可提高其耐磨性、硬度、强度和耐热性等性能

(1)纳米氮化铝应用于环氧树脂在纳米氮化铝一环氧树脂体系中．纳米氮化铝的用量为1％～5％时．玻璃化转变温度提高．弹性模量达到极大值。将纳米氮化铝添)30~0环氧树脂中制得的复合材料．在结构上完全不同于添加粗晶的氮化铝一环氧树脂基复合材料：粗晶氮化铝一般作为补强剂加入．其主要分布在高分子材料的链间．而纳米氮化铝由于表面严重的配不足、庞大的比表面积使其表现出极强的活性．同时。尚有一部分纳米氮化铝颗粒分布在高分子链的空隙中。与粗晶氮化铝相比．纳米氮化铝具有很高的流动性．可使环氧树脂的强度、韧性及延展性均大幅提高。

(2)纳米碳化硅在橡胶轮胎中的应用在橡胶轮胎中添加一定量的纳米碳化硅．在不改变原橡胶配方的条件下进行改性处理．可在不降低其原有性能和质量的前提下．将耐磨性提高 15％～30％。另外。纳米碳化硅还可应用于橡胶胶辊、打印机定影膜等需耐磨、散热、耐温的橡胶产品中。

3．-r-程塑料及其它复合材料纳米材料与工程塑料复合既能提高工程塑料的固有性能．又可赋予其高导电性、高阻隔性及优良的光学性能等。因此。把纳米材料应用于工程

塑料的改性．可进一步拓宽工程塑料的应用范围。

(1)工程塑料，{I内米粒子复合材料采用纳米粒子对有一定脆性的工程塑料增韧是改善工程塑料韧性和强度等力学性能的一种行之有效的方法。只要纳米粒子与基体树脂结合良好． 2010 6军民两用技术与产品纳米粒子也可承受拉伸应力．增韧、增强作用明显少量纳米氮化钛粉体用于改性热塑性工程塑料时．可起到结晶成核剂的作用。将纳米氮化钛分散于乙二醇中．通过聚合使纳米氮化钛更好地分散于PET(聚对苯二甲酸乙二醇酯)工程塑料中．可加快PET工程塑料的结晶速率．使其成型简单．扩大其应用范围。而大量纳米氮化钛颗粒弥散 于PET中．可大幅提高PET工程塑料的耐磨性和抗冲击性能。

(2)工程塑料／纳米磁性金属及其氮化物复合材料这种复合材料具有特殊的光电功

能(对电磁波有特殊的吸收作用)和优良的磁性能及导电性．可广泛应用于军事、航空航天、电子通讯等高技术领域 用偶联剂进行表面处理后的纳米碳化硅．在添加量为10％左右时． 可大大改善和提高PI(聚酰亚胺)、PEEK(聚醚醚酮)、PTFE(聚四氟乙烯)等特种塑料的性能．全面提高材料的耐磨、导热、绝缘、抗拉伸、耐冲击、耐高温等性能。

4．陶瓷基复合材料陶瓷基复合材料是以陶瓷为基体．与各种纳米材料复合制得的材料。陶瓷基体包括氮化硅、碳化硅等。这些先进陶瓷具有耐高温、强度和硬度高、相对重量较轻、抗腐蚀等优异性能．而其致命的弱点是具有较强的脆性。在应力作用下．会产生裂纹。甚至断裂导致材料失效 而将纳米材料与陶瓷基体复合．是提高陶瓷韧性和可靠性的一种有效方法．可得到韧性优良的纳米增强陶瓷基复合材料陶瓷基复合材料已实用化或即将实用化的领域有刀具、滑动构件、发动机制件、能源构件等。例如，纳米氮化硅掺杂制造的精密陶瓷结构器件可用于冶金、化工、机械、航空、航天及能源等行业中使用的滚动轴承的滚珠和滚子、滑动轴承、套、阀．以及有耐磨、耐高温、耐腐蚀要求的结构器件中 纳米材料在航天器功能

1．雷达及红夕 隐身材料纳米材料具有的小尺寸和量子尺寸效应等特性．使金属、金属氧化物和某些非金属材料在细化过程中．处于表面的原子越来越多．悬挂键增多、界面极化增强．为吸波材料应用提供了可能性。多重散射及量子尺寸效应使纳米粒子的电子能级能隙变宽．能隙宽度处于微波范围(10％V 10-SeV)内。因而可能成为新的吸波通道。纳米陶瓷粉体是陶瓷类红外吸收剂的一种新类型．主要包括纳米碳化硅粉、纳米氮化硅粉等。纳米陶瓷类红外吸收剂具有吸收波段宽及吸收强度大等特性。纳米碳化硅和磁性纳米吸收剂(如磁性纳米金属粉等)复合后。吸波效果还能大幅度提高。纳米氮化物吸收剂主要有氮化硅和氮化铁．纳米氮化硅在IOOH一1MHz范围内有比较大的介电损耗．纳米氮化硅的这种强介电损耗是由于界面极化引起的纳米氮化铁具有很高的饱和磁感应强度和饱和磁流密度．有可能成为性能优良的纳米雷达波吸收剂。

2．导电、导热等功能材料纳米氮化钛具有优良的导电性能．在A1，O 基体中加入纳米氮化钛颗粒可有效降低其电阻率。随着纳米氮化钛加入量的增加．复合材料的电阻率逐渐降低．当加入的纳米氮化钛体积含量达~U20％以后．复合材料的电阻率趋于稳定。为5．5x10-3~．cm。添加超高导热纳米氮化铝的硅胶具有良好的导热性和电绝缘性、较宽的电绝缘使用温度 工作温度一6oX3200~2)、较低的稠度和良好的施工性能．可广泛应用于子器件的热传递介质中．能够提高工作效率．如CPU与散热器填隙、大功率三极管、可控 硅元件、二极管、与基材接触的细缝处的热传递介质等纳米氮化铝粉体可大幅提高塑料的导热率。将纳米氮化铝粉体以5％～10％的质量比例添加到塑料中．可使塑料的导热率从0．3w／(ni．k)提高到5W／(m．k)，导热率提高了l6倍多。与目前市场上的导热填料(氧化铝或氧化镁等)相比，其添加量低。对制品的机械性能有提高作用。目前，相关厂家已大规模采购纳米氮化铝粉体．新型纳米导热塑料将投放市场纳米氮化铝粉体与二氧化硅的匹

配性能好．在橡胶中容易分散．在不影响橡胶的机械性能的前提下(实验证明．对橡胶的机械性能还有提高作用)可大幅提升硅橡胶的导热率．在添加过程中不像氧化物等会使黏度下降慢．添加量很小，现已厂泛应用于军事、航空。以及信息工程领域。

3．涂层材料

纳米材料用作涂层可提高工件的耐磨性、抗剥蚀性和抗氧化性。研究表明，用纳米碳化硅、碳化锆、碳化钛、氮化钛、碳化硼等粉体作为金属表面的复合涂层．可获得超强耐磨性和润滑性．其耐磨性比轴承钢高100倍．摩擦系数为0．06～0．1．同时还具有高温稳定性和耐腐蚀性。在液体火箭发动机关键零部件中应用纳米技术．可大大延长这些零部件的使用寿命 4．特种密封材料发动机出现故障最多的是各种密封面的失效．密封面的表面质量是决定密封性能好坏的主要因素．和用纳米材料改性密封零件基体或在密封表面覆盖一层纳米粉末极大地改善其密 性能。目前。密封橡胶所用的增强剂多为纳米级炭黑．若改用纳米氮化硅使其拉伸强度提高1 4倍．并改善其耐磨性和密封性。5．固体火箭推进剂 将纳米金属粉添加到固体火箭推进剂中．可显著改善固体推进剂的燃烧性能。例如，在固体火箭推进剂中添加纳米级铝粉或镍粉．推进剂燃烧效率可得到较大提高、燃速显著增大。含有纳米金属铝粉的固体推进剂燃速比含有常规铝粉的固体推进剂的燃速高5 20倍.

第三篇：先进航天发动机叶片材料

先进航天发动机叶片材料专题学习报告

一、航空发动机叶片材料基础

冯强教授就《先进航天发动机叶片材料与服役损伤》给我们做了报告。讲座中，冯老师结合自己的学习、研究经历，向我们展示了先进航空发动机在国防和民用中不可替代的地位，指出我国在航空发动机领域和发达国家还有很大的差距，而这些差距主要是在高压涡轮叶片材料方面。

燃气涡轮是航空燃气涡轮发动机的重要部件之一，为使航空燃气涡轮发动机在尺寸小、重量轻的情况下获得高性能，主要的措施是采用更高的燃气温度。涡轮进口温度每提高 100 ℃，航空发动机的推重比能够提高 10%左右，国外现役最先进第四代推重比 10 一级发动机的涡轮进口平均温度已经到了 1600 ℃左右，预计未来新一代战斗机发动机的涡轮进口温度有望达到 1800 ℃左右。

表1 各代发动机涡轮叶片材料

航空发动机涡轮叶片(包括涡轮工作叶片和导向叶片)是航空发动机中承受温度载荷最剧烈和工作环境最恶劣的部件之一，在高温下要承受很大、很复杂的应力，因而对其材料的要求极为苛刻。

二、航空发动机涡轮叶片材料国内外研究进展

航空发动机涡轮叶片用材料最初普遍采用变形高温合金。随着材料研制技术和加工工艺的发展，铸造高温合金逐渐成为涡轮叶片的候选材料。美国从20世纪50年代后期开始尝试使用铸造高温合金涡轮叶片，前苏联在60年代中期应用了铸造涡轮叶片，英国于70年代初采用了铸造涡轮叶片。而航空发动机不断追求高推重比，使得变形高温合金和铸造高温合金难以满足其越来越高的温度及性能要求，因而国外自70年代以来纷纷开始研制新型高温合金，先后研制了定向凝固高温合金、单晶高温合金等具有优异高温性能的新材料；单晶高温合金已经发展到了第3代。80年代，又开始研制了陶瓷叶片材料，在叶片上开始采用防腐、隔热涂层等技术。

航空发动机的发展对涡轮叶片用材料的使用温度提出了越来越高的要求；中国涡轮叶片用材料也从变形高温合金发展到了单晶高温合金和金属间化合物基高温合金，其使用温度从700℃提高到了1100-1150℃。

三、该领域的研究热点及代表性文献分析

目前，国内外的研究热点主要集中在以下几个方面：（1）定向凝固和单晶精铸

定向凝固和单晶精铸技术已经成为推重比10以上高性能发动机关键制造技术之一。单晶叶片是基于定向凝固技术发展出的一种沿叶身方向完全消除晶界织构的叶片。作为高推重比航空发动机的核心部件，必须具有优良的高温抗蠕变、抗热机械疲劳、抗氧化腐蚀性能和较高的承温能力，它也是衡量一种型号发动机先进程度的重要标志。

国外已批量生产叶身无余量的各种尺寸的叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精铸件，现役发动机已普遍采用的精铸单晶空心叶片和超塑性锻造粉末高温合金涡轮盘；美国Howmet公司已生产100多种100多万件精铸单晶叶片。此外，国外还在研究尺寸达2000毫米的精铸件和已研究成功复杂内腔的单晶叶片与双性能涡轮盘。（2）精密锻造

高推重比发动机的锻件占结构重量55%以上。精密锻造技术已经成为高性能发动机的关键制造技术。目前，国外已批量生产投影面积1.2～3.5平方米的各种材料的大型模锻件，并已研究成功投影面积5.16平方米的钛合金模锻件。另外，正在研发的有：用等温锻造技术制造带叶片的压气机整体叶盘转子；用粉末冶金超塑热等静压和等温锻造精化技术制造具有无偏析超细晶粒及难以成形的锻件毛坯，材料利用率可提高4倍。精密锻造精度和质量主要依靠计算机对锻造过程进行控制，以获取最佳的锻件精度和质量。（3）热障涂层技术

高推重比发动机结构中将大量采用以热障涂层技术为代表的先进涂层技术。热端先进航天发动机叶片材料专题学习报告

部件采用热障涂层以提高结构强度，其中有陶瓷涂层和多层隔热层。陶瓷热障涂层需先在零件表面喷涂MCrALY底层以提高结合强度。多层复合隔热涂层是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构,可减少冷却气流80%。涡轮工作叶片和导向器的隔热涂层采用低压等离子喷涂涂敷，也可以采用电子束物理气相沉积（EB-PVD）涂敷。发动机冷端部件均采用封严涂层、耐磨和防腐蚀涂层。涂敷方法多采用等离子喷涂、火焰喷涂、爆炸喷涂、超音速火焰喷涂和真空等离子喷涂。

北京科技大学新金属材料国家重点实验室和国家材料服役安全科学中心的胡聘聘、陈晶阳、冯强等人分别就Mo和Ru对镍基单晶合金组织及持久性能的影响进行了研究，研究表明Mo的添加提高了γ’相的体积分数和错配度，并促进筏排组织的形成，有利于合金持久性能的提高，但由于Mo促进TCP相的大量析出，从而使合金的持久寿命降低。另一项试验中，1100℃、140 MPa条件下持久性能测试表明，Ru显著提高合金的持久寿命，这与Ru增加合金中的γ’相体积分数和γ/γ’点阵错配度，促进筏排组织的形成，并减小时效组织中的γ通道宽度有关。

沈阳中科三耐新材料股份有限公司和中国科学院金属研究所的刘鸣、姜卫国等人报道了《复杂结构空心高压涡轮导向叶片精密铸造工艺》，他们对双联复杂结构空心高压涡轮叶片的精密铸造工艺进行了研究，结果表明，采用硅基陶瓷型芯为主芯并组合石英管，使制备空心叶片铸造用陶瓷型芯工艺过程明显简单化，提高了陶瓷型芯的成品率。采用该型芯成功制备了合格的双联空心高压涡轮叶片。

中航工业沈阳发动机设计研究所的张志强、宋文兴、陆海鹰等人在《热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用研究》一文中详细研究了陶瓷热障涂层的材料与制备方法，介绍了热障涂层的基本原理和主要工艺特点，他们解决了热障涂层在喷涂过程中所产生的堵塞气膜孔、减小排气面积、降低疲劳性能、遮挡等方面的难点问题，给出了热障涂层叶片在试验和试车中的考核结果。

四、我校在该领域的特色和优势

在先进航空发动机叶片材料的研制领域，北京科技大学新金属材料国家重点实验室以及国家材料服役安全科学中心具有得天独厚的优势，在新金属结构材料、新金属功能材料、材料制备新技术新工艺方面具有极强的优势，在高温耐热合金方面，曾开发出具有我国独立知识产权的新一代航空航天用发动机材料—高温高性能高铌钛铝合金材料，并且即将步入产业化阶段，这一技术将使我国航空航天发动机材料居世界领先水平。参考文献

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第四篇：航天学院先进事迹报告

哈工大卫星技术研究所：

2004年，卫星研制团队成功地将“试验卫星一号”送上太空。2008年，他们再一次以哈工大的名义使一颗名为“试验卫星三号”的小卫星在夜空中闪耀。卫星技术研究所创造了中国高校的多项第一，实现了我国微小卫星一体化系统总体技术研究的新突破，填补了中国高校卫星研究的空白。

高会军：

由于家境贫寒，他放弃了正常求学的机会，但生活的清苦铸就了他顽强的性格和拼搏的斗志。不懈的努力让他成为哈工大历史上唯一一位29岁由讲师直接晋升为教授的优秀教师。全国百篇优秀博士学位论文奖获得者、香港大学荣誉教授、国家杰出青年科学基金获得者、入选“新世纪百千万人才工程”国家级人选、新世纪优秀人才支持计划……这就是有着传奇般经历却始终以“君子务本，静水流深”勉励自己的博士生导师——高会军。

王贺年：

西部计划抗震救灾志愿者，他用两年的时间签订了一份大爱的契约，在与剑阁县地震灾区人民共渡时艰的日子里，促成校地合作备忘录的签订，为剑阁县带来自主招生名额，开办返乡农民工培训，被评为广元市优秀共产党员，荣获共青团中央授予的第八届中国青年志愿者优秀个人奖。

刘峰：

2008年3月8日注定是一个传递爱与责任的日子，面对挣扎于冰窟中的两名女孩，在生与死的边缘，两名哈工大学子何晓波、刘峰没有丝毫犹豫，以奋起救人的壮举传承了哈工大精神，展现了当代优秀大学生的风采。曾获全国见义勇为优秀大学生、2008中国大学生十大人物等荣誉称号。

航模协会：

成立20年来，航模协会始终坚持“普及航空航天知识，培养学生创新能力，丰富校园文化生活”。2008年，在世界大冬会中出色完成了圣火采集任务，荣获“特殊贡献奖”；2010年，取得了科研类全国航空航天模型锦标赛遥控模型直升机模拟搜救比赛个人项目前三名、团体第一名的优异成绩。

仰望星空，脚踏实地。大学四年，全班八个学期零挂科、五个学期零补考，班级平均学分绩排名航天学院年级第一；100%的读研率，100%的寝室优秀率，黑龙江省先进班集体、黑龙江省五四红旗团支部；同学们还用奖学金和勤工助学所得资助了两名贫困儿童；最近，班级全体同学又自发地为校教育发展基金会捐款5000元。

第五篇：复数的几何意义及应用

复数的几何意义及应用

(一)问题探索

问题1：复数z的几何意义？设复平面内点Z表示复数z= a+bi（a，b∈R），连结OZ，则点Z，复数z= a+bi（a，b∈R）之间具有一一对应关系。

直角坐标系中的点Z(a,b)

复数z=a+bi一一对应 一一对应 向量O Z

问题2：∣z∣的几何意义？若复数z= a+bi（a，b∈R）对应的向量是，则向量是22的模叫做复数z= a+bi（a，b∈R）的模，ab（a，b∈R）。

问题3：∣z1-z2∣的几何意义？两个复数的差z1z2z所对应的向量就是连结Z1Z2并且方向指向（被减数向量）的向量,dz1z2(x1x2)2(y1y2)

2(二)探索研究

根据复数的几何意义及向量表示，求复平面内下列曲线的方程：

1．圆的定义:平面内到定点的距离等于定长的点的集合(轨迹)

设Z(x,y)以Z0(x0,y0)为圆心，r(r0)为半径的圆上任意一点,则ZZ0r(r0)

（1）该圆向量形式的方程是什么?r(r0)

（2）该圆复数形式的方程是什么?zz0r(r0)

（3）该圆代数形式的方程是什么?(xx0)2(yy0)2r2(r0)

12．椭圆的定义:平面内与两定点Z1，Z2的距离的和等于常数(大于Z1Z2)的点的集合(轨迹)

设Z(x,y)是以Z1(x1,y2)Z2(x2,y2)为焦点，2a为长轴长的椭圆的上任意一点, 则ZZ1ZZ22a(2aZ1Z2)

（1）该椭圆向量形式的方程是什么

? 2a(2aZ1Z2)

（2）该椭圆复数形式的方程是什么? zz1zz22a(2aZ1Z2)变式:以Z1(x1,y2)Z2(x2,y2)为端点的线段

（1）向量形式的方程是什么

? 2a(2aZ1Z2)

（2）复数形式的方程是什么? zz1zz22a(2aZ1Z2)

3．双曲线的定义:平面内与两定点Z1，Z2的距离的差的绝对值等于

常数(小于Z1Z2)的点的集合(轨迹)

设Z(x,y)是以Z1(x1,y2)Z2(x2,y2)为焦点，2a为实轴长的双曲线的上

任意一点, 则ZZ1ZZ22a(2aZ1Z2)

（1）该双曲线向量形式的方程是什么

? 2a(2aZ1Z2)

（2）该椭圆复数形式的方程是什么? zz1zz22a(2aZ1Z2)变式:射线

（1）向量形式的方程是什么?

2a(2aZ1Z2)

（2）复数形式的方程是什么?zz1zz22a(2aZ1Z2)

变式：以Z1(x1,y2)Z2(x2,y2)为端点的线段的垂直平分线

（1）该线段向量形式的方程是什么

? 2a(2a

0)（2）该线段复数形式的方程是什么? zz1zz22a(2a0)即

zz1zz2

（三）应用举例

例1．复数 z 满足条件∣z+2∣-∣z-2∣=4，则复数z 所对应的点 Z 的轨迹是（）

（A）双曲线（B）双曲线的右支

（C）线段（D）射线

答案：（D）一条射线

变式探究：

（1）若复数z 所对应的点 Z 的轨迹是两条射线，复数 z 应满足什么条件？

（2）若复数z 所对应的点 Z 的轨迹是线段，复数 z 应满足什么条件？

（3）若复数z 所对应的点 Z 的轨迹是双曲线的右支，复数 z 应满足什么条件？

（4）若复数z 所对应的点 Z 的轨迹是双曲线，复数 z 应满足什么条件？

（5）若复数z 所对应的点 Z 的轨迹是椭圆，复数 z 应满足什么条件？

（6）若复数z 所对应的点 Z 的轨迹是线段的垂直平分线，复数 z 应满足什么条件？ 例2．若复数z满足条件z1，求z2i的最值。

解法1：（数形结合法）由z1可知，z对应于单位圆上的点Z；

z2i表示单位圆上的点Z到点P（0，2）的距离。

由图可知，当点Z运动到A（0，1）点时，z2imin1,此时z=i；

当点Z运动到B（0，-1）点时，z2imax3, 此时z=-i。

解法2：（不等式法）z1z2z1z2z1z2

z2iz2iz2i

z1,2i2，1z2i

3解法3：（代数法）设zxyi(x,yR)，则x2y21

z2ixyi2ix2(y2)24yy1，即1y1

当y1，即zi时，z2imin1；

当y1，即zi时，z2imax3=3,解法4：（性质法）z2i2(z2i)(z2i)(z2i)(z2i)(z2i)(z2i)zz2(zz)i454yi y1，即1y1

当y1，即zi时，z2imin1；

当y1，即zi时，z2imax3,变式探究：

（1）zimin，zimax；0；2

（2）z1113izi；, 222min2max

（3z22iminz22imax21;221

（4z1i

min12111z1i2;2 222max

例3．已知z1、z2∈C，且z11，若z1z22i，则z1z2的最大值是（）

（A）６（B）５（C）４（D）３

解法1：z1z2z1(2iz1)2z1i z1imax2z1z2的最大值是4

解法2：z1z22i,z12iz2

z112iz21,即z22i1z11表示以原点为圆心，以1为半径的圆；z22i1表示以（0，2）为圆心，以1为半径的圆。z1z2的最大值为两圆上距离最大的两点间的距离为4。

(四)反馈演练：

1． 复数z满足条件∣z+i∣+∣z-i∣=２，则∣z+i-1∣的最大值是________

最小值是__________.1

2． 复数z满足条件∣z-2∣+∣z+i∣=5，则∣z∣的取值范围是（B）252,,2(A)5(B)5

(C)1,(D)1,2



xy503． 已知实数x,y满足条件xy0，zxyi(i为虚数单位），x3

则|z12i| 的最大值和最小值分别是．226,2