热解气体燃烧对炭化复合材料烧蚀热响应影响规律

在近空间高超声速飞行器飞行时间长、马赫数不断增加的发展趋势下，热防护与轻量化的矛盾越来越突出。基于此，开展了热解气体燃烧对炭化复合材料表面烧蚀影响的相关数值模拟研究，并与风洞试验结果进行了对比。结果表明：热解气体的燃烧可降低炭化复合材料表面的烧蚀厚度，并且随着气动热的增加，热解气体燃烧对材料表面碳的保护作用越来越明显。研究成果可为下一代近空间高超声速飞行器热防护系统的优化设计提供技术支撑。     

溶胶-凝胶法提高树脂抗原子氧性能的试验

为提高航天器用树脂基材料的抗原子氧剥蚀性能,将正硅酸乙酯(TEOS,Tetraethyl Orthosilicate)加入环氧树脂溶液中,采用溶胶-凝胶法,制备出SiO₂／环氧杂化材料.在空间环境原子氧效应地面模拟设备中,对材料试样开展了抗原子氧剥蚀性能评估试验,总结了试验前后试样的质量、表面形貌和表面成分的变化特点,并分析了溶胶-凝胶所得杂化材料抗剥蚀性能提高的机理.分析认为:溶胶-凝胶反应过程中在树脂基体内生成的聚硅氧烷和SiO₂,以及原子氧作用下杂化材料表面生成的SiO₂保护层,是杂化材料抗剥蚀性能得以提高的主要原因.     

预浸料贮存时间对MT700/603复合材料力学性能的影响

以碳纤维增强环氧树脂热熔预浸料MT700/603为研究对象，开展室温贮存时间与预固化度的关联性分析，研究预浸料预固化度对复合材料成型质量和关键力学性能的影响机制，建立预浸料贮存时间-预固化度-制品性能三者之间的内在联系。结果表明:随着室温贮存时间的延长，60 d后603环氧树脂的最低黏度增加了4.6倍，玻璃化转变温度增加了17.9 ℃，预固化度为11.2%；MT700/603预浸料贮存时间小于30 d时，制备的复合材料内部质量良好，纤维分布较为均匀，孔隙率较低，树脂的预固化度在5.3%以内，孔隙率低于0.03%；复合材料更倾向依赖于树脂基体破坏的纵向压缩强度和压缩模量对孔隙率的敏感度，要高于倾向依赖于纤维增强体破坏的纵向拉伸强度和拉伸模量；预浸料在室温贮存时树脂预固化度增加，黏度增大，加压时机与树脂黏度变化不匹配是导致复合材料构件关键力学性能下降的根本原因；根据产品的力学性能指标要求，结合不同贮存时间的关键力学性能数据，可反推出预浸料的最长室温贮存时间，实现了预浸料可用性的定量化评估。      

传感器安装对平板气动热测量精度的影响

对高超声速飞行器来说，气动热的准确预测是其合理选择防热材料及热结构设计的重要依据，但目前在激波风洞试验中气动热的高精度测量仍较为困难，热流的测量精度受到诸多非理想因素的影响，但传感器安装对热流测量精度的影响却鲜见研究。选取平板模型来研究传感器非理想安装对气动热测量精度的影响，针对不同的传感器安装偏差(凸出或凹入模型表面0.1~0.5 mm)，分析不同雷诺数下传感器安装对气动热测量精度的影响规律及机理。研究结果表明:传感器安装对气动热测量精度有较大影响，凸出安装会导致热流测量结果偏大，而凹入安装则会导致测量结果偏小，热流偏差会随着安装偏差的增大而增大，且高来流雷诺数下传感器非理想安装所引起的热流误差更大；以边界层当地厚度对凹凸程度无量纲化，非理想安装带来的测量偏差只与该无量纲参数相关。研究结果能够为气动热测量的实验方案设计及测量误差分析提供一定的理论指导。      

一种薄膜热电堆热流传感器灵敏度系数的实验研究

为应对长时间、高频响、高热流密度条件下的热流密度测试要求，通过热沉体设计发展了一种新型热阻式薄膜热电堆热流传感器，并利用对比标定的方法、采用辐射标定方式确定各个此类型传感器的灵敏度系数。标定实验数据表明：该类型热流传感器的灵敏度系数与感应面温度相关，且在高于一定温度之上校正关系式不同于以往的线性关系而呈现出二次非线性关系。通过分析可知：呈现出二次非线性校正关系式的原因主要是依赖于温度的热阻层导热系数以及薄膜热电偶Seebeck 系数。实验数据以及分析结果为该类型热流传感器的标定和优化设计提供了参考，同时确保了该类型热流传感器在使用过程中获得准确、可靠的热流测试数据。     

真空条件下多孔平板发汗冷却试验研究

发汗冷却是解决高速飞行器关键部位热防护问题的有效途径。以不同材料的多孔平板为研究对象，以水为冷却剂，利用自行设计搭建的试验平台对多孔平板发汗冷却过程进行瞬态试验测量，得到了不同热流加热环境下不同材料多孔平板内外壁温度变化，并分析冷却剂对不同材料的冷却效果。结果表明:发汗冷却极大降低了多孔平板内外壁温度，起到了有效的主动热防护作用。对于镍、铜金属多孔平板，保持冷却剂水流量约3.5 g/s，在热流密度小于120 kW/m2的条件下，多孔平板内外壁温度稳定在30~50℃。对于陶瓷多孔平板，保持冷却剂水流量约0.32 g/s，在热流密度小于220 kW/m2的条件下，多孔平板内外壁温度基本稳定在30~40℃。在高热流密度315 kW/m2的条件下，对于镍、铜金属和陶瓷多孔平板，发汗冷却时平板内壁温度变化不大，外壁温度分别稳定在约260℃、110℃和130℃。外壁冷却剂处于完全汽化状态，且冷却剂汽化相变位置在多孔平板内部。若无发汗冷却，多孔平板内外壁温度快速升高，其平衡温度较有发汗冷却时大幅提高，进一步表明发汗冷却的巨大应用潜力。      

低速冲击下碳/玻混杂复合材料红外辐射特征

碳/玻混杂复合材料在工业应用中表现出巨大的应用潜力。基于红外热像法试验研究了碳/玻混杂复合材料层压板与2种非混杂材料低速冲击下的红外辐射特征。通过目视、超声C扫描和光学显微镜等方法确定冲击后层压板的损伤模式,分析热图序列的时序变化特征和温度分布特征,从而表征冲击过程中的热耗散效应。结果表明：红外热成像技术非常适合监测低速冲击下纤维增强复合材料的损伤过程,通过热图序列可以建立起监测特征与各损伤模式之间的联系;同时发现碳/玻纤维的层间混杂可有效提升碳纤维强基复合材料（CFRP）的抗分层能力,随着冲击能量增加其抗分层能力愈加明显,冲击后的碳/玻混杂复合材料兼具较大的表面损伤和较小的分层损伤,拥有较好的损伤容限。     

低电阻率陶瓷基PTC材料温控特性研究

常温居里点陶瓷基正温度系数材料在常温段热控领域具有广阔应用前景，但其存在低温区电阻率过大的问题。基于此，以Ba0.64Sr0.36TiO3为基体并采用固相烧结工艺，研制出低温区电阻率为800Ω·cm的常温居里点PTC材料，分别利用实验和仿真手段对其温控性能进行研究。结果表明：在低温、低电压工况下，该材料可将受控体温度迅速维持在25.6℃附近，而其他加热元件控制温度均偏离常温。该材料热控响应时间少于其他加热元件的50%。在-5～5℃的周期性变化环境中，该材料控温波动幅度最小，只有2.1℃。在真实低温环境下，该材料能将受控体温度快速升至约22.3℃，在12 h内温度波动不到2℃，有效抑制了外界环境对热控过程的干扰。     

碳纤维增强树脂基层板应变率相关损伤数值研究

为了研究高应变率载荷对于碳纤维增强树脂基复合材料变形破坏行为的影响,通过应变率修正式对复合材料的刚度与强度进行修正,建立了可考虑应变率效应的复合材料损伤数值模型,采用该模型对不同应变率条件下层板结构的面内破坏行为进行了模拟并与文献实验进行了对比分析。计算结果表明:本文所构建的数值模型可以有效预测树脂基层板结构在不同应变率条件下的破坏特征,并在材料刚度与强度硬化现象的预测方面有着较高精度;对于0°、90°铺层主导的试件,由于其力学性能近似为线性,数值模型在强度预测方面获得了较高精度;而对于±45°铺层主导试件,其在不同应变率条件下表现出较强的非线性损伤特性,因此模型在其强度性能预测方面存在一定误差。     

面向空间天线的TWF复合材料性能研究

利用碳纤维三向编织物（triaxial woven fabric，TWF）作为增强材料，与柔性基体材料硅橡胶复合，制成兼具一定柔性和刚性的复合材料壳膜结构，用于卫星天线反射器，是一种新型的高精度可展开天线实现方案。采用复合材料细观方法，对碳纤维增强硅橡胶TWF复合材料进行了力学性能的研究。首先由纤维和基体的材料特性得到均质纤维束的材料特性；接下来考虑纤维束交织情况（起伏波动）建立由纤维束组成的单胞实体有限元模型；然后对单胞实体有限元模型进行均匀化分析，施加周期性边界条件，最终得到等效的均质材料特性；为满足天线反射器高性能需求，分析了碳纤维种类、纤维体积分数对单胞等效性能的影响规律。对该材料力学性能的研究，可以为其未来应用于大型高精度可展开天线反射器提供一定的理论依据。     

星载辐射计扫描镜太阳辐射热-结构建模与仿真

三轴稳定卫星平台搭载的光学有效载荷都存在午夜太阳辐射干扰问题,由此产生的热变形效应对光学系统的成像品质影响显著。采用复杂外热流近似建模技术,以及多软件耦合有限元仿真方法,以FY-4卫星的扫描辐射计为应用背景,研究了昼夜太阳辐射对星载辐射计扫描镜产生的热效应,并对不同热设计条件下的工况进行了对比分析。分析结果显示：扫描镜侧面及背面的热控涂层选取对其热变形有重要影响,但是仅仅通过热设计解决温度波动和热变形的矛盾是不够的,需要通过改进扫描镜的材料和优化光机结构加以改善。     

临近空间大气密度扰动对高超声速飞行器气动热环境的影响

基于TIMED/SABER 2002—2018年大气密度观测数据，统计分析了20~80 km大气密度扰动对高超声速飞行器飞行热环境的影响。根据驻点热流估算方法给出的大气密度变化量与热流变化量之间的关系，定性和定量分析了不同月份大气密度相对变化量引起的热流变化量在垂直和水平方向的分布特征。研究表明:SABER大气密度月年均值计算的热流相对USSA76在夏季半球中高纬度地区偏高，在冬季半球偏低。在夏季半球高纬度地区约80 km附近存在热流增量的极大值，南半球夏季的极大值高于北半球夏季，尤其在南半球1月份，热流偏高可达32.2%。在经度方向，热流分布在夏季半球差异较小，冬季半球差异较大；考虑真实大气中存在的扰动时，在南半球和北半球夏季80 km附近，SABER大气密度预测的热流分别比USSA76偏高可达40.7%和36.6%。在经度方向，大气扰动引起的热流经向分布差异显著。在飞行器设计时，大气扰动的影响不能忽略；高超声速飞行器飞行应避免在夏季穿越南半球和北半球，规避热流增加带来的风险。      

基于单胞代理模型的热弹性点阵结构优化方法

三维点阵材料是一种具有多尺度特性的新型轻质多功能材料，其有千变万化的微结构和高孔隙率，通过设计其细观尺度特征可以获得优良的宏观性能。为了发挥材料与结构的最大设计潜力，提出一种热弹性点阵结构优化方法。在材料细观研究尺度上，实现了三维点阵材料等效热弹性性能预测，利用周期性边界条件下的代表体元法进行数值求解，利用径向基函数代理模型构建细观结构和宏观材料性能的数学关系，并进行了预测误差验证，证明了所提方法具有良好的精确度。在结构宏观研究尺度上，建立了以等效材料填充的结构优化模型，考虑了热力载荷作用，以单胞等效性能代理模型作为材料插值模型，提出最小应变能热弹性点阵结构优化数学模型。在典型三维算例中得到了细观结构变密度分布的优化结果，结构热刚度在一定体积约束下显著提高，证明了所提方法的有效性。     

纳米酚醛气凝胶材料高温热物性参数辨识方法

临近空间高超声速飞行器大面积区域可能广泛采用纳米酚醛气凝胶(IPC)材料,获取高超声速气动加热作用下IPC材料的高温热物性参数,对于高超声速飞行器热防护系统的精细化设计具有重要的意义。考虑烧蚀效应的材料高温热物性参数辨识方法研究,基于Ablation Workshop烧蚀热响应标准算例对高温热物性参数辨识方法进行验证,计算结果表明：热物性参数辨识分析方法计算精度较高;通过带分层温度/烧蚀传感器的IPC材料电弧风洞试验,得到典型来流状态下不同厚度IPC材料内部的温度分布及热解厚度分布数据,通过辨识获得高温烧蚀条件下IPC材料热导率随温度的变化关系,IPC材料原始层热导率在温度低于800 K时随温度缓慢上升（热导率维持在0.1 W/(m·K)以下）,之后材料热解使得热导率发生突变,碳化层热导率在温度高于800 K时随着温度的上升急剧增大,到1 300 K左右时上升到0.17 W/(m·K)。     

聚合物基复合材料凸头螺栓连接研究进展

机械连接是聚合物基复合材料最典型的连接方式,因其在连接工艺性和可靠性方面的优势,使其在航空航天制造领域得到了广泛应用。对凸头螺栓连接聚合物基复合材料接头的研究进展进行综述。回顾了复合材料接头的机械连接形式,讨论了在拉伸加载下的失效过程,详细论述了复合材料接头的损伤模式;重点讨论了复合材料接头力学性能影响因素的研究进展,包括复合材料性能（纤维类型、增强体结构形式、纤维与金属混杂层板、铺层角度及比例、固化工艺、初始材料缺陷）、紧固件性能（紧固件刚度、钉头型式、螺栓直径、螺纹密封、间隙配合、干涉配合、紧固件缺失）、连接板性能、侧向约束（拧紧力矩、预紧面积、补偿垫片、接触面摩擦因素）、几何效应（复合材料板尺寸、板厚与孔直径比、层合板宽度与孔直径比、孔端距与孔直径比、螺孔形状、螺孔质量、螺孔位置误差）、载荷（静载荷、动态载荷、疲劳载荷、蠕变、松弛、温湿载荷）等;对聚合物基复合材料凸头螺栓连接的未来研究方向进行了展望。     

基于乙炔基封端酰亚胺和氰酸酯树脂的互穿网络聚合物

以2，3，3'，4'-联苯四甲酸二酐和2，2'-双三氟甲基-4，4'-联苯二胺为单体、4-乙炔基邻苯二甲酸酐为封端剂合成了不同聚合度的聚酰亚胺低聚物（BETI），将其溶于双氛A型氰酸酯单体制备了改性氰酸酯树脂，对改性氰酸酯树脂的固化行为进行了详细探究，并对其固化物的热学性能、力学性能和介电性能等进行了表征与分析。结果表明:BETI对氰酸酯树脂的聚合有明显的催化作用，可以降低固化温度，缩短凝胶时间。基于BETI和氰酸酯树脂的互穿网络聚合物（IPN）的热性能和力学性能与纯氰酸酯树脂相比都有一定的提高。当加入质量分数30%、聚合度为19的BETI树脂时，固化物的玻璃化转变温度从297 ℃提高到309 ℃，热失重5%时温度从425 ℃提高到了431 ℃；拉伸强度从76 MPa提高到了94 MPa，冲击强度从24 kJ/m2℃提高到了31 kJ/m2。加入BETI后，聚合物的介电常数稍稍高于纯氰酸酯树脂。由于具有良好工艺性和材料性能，BETI改性氰酸酯树脂可作为基体树脂应用于航空航天等领域。      

材料粗糙度变化对卫星光谱红化效应的影响

在轨人造目标的地基观测光谱存在红化效应，影响对目标反射光谱的理解应用.目标在进入空间环境后外露材料表面粗糙度发生变化.本文结合材料的光谱散射特性、卫星轨道和观测条件，仿真分析了卫星表面材料粗糙度变化对红化效应的影响.基于文献中实验数据，设计不同粗糙度的卫星表面材料样本，模拟空间环境中材料表面粗糙度的变化.利用双向反射分布函数，建立不同粗糙度材料样本的光谱散射模型.理论模拟结果表明，材料表面粗糙度的变化会影响其光谱散射特性，散射光谱形态和散射分布取决于粗糙度及入射-反射几何关系.引入网格剖分和可见面片，利用材料双向反射分布函数，仿真计算卫星表面材料在不同粗糙度状态下，整个卫星在可见光波段的反射光谱信号.仿真结果表明，随着卫星表面材料粗糙度的增加，其反射光谱在600nm之后随波长增加而呈现上升趋势，这表明空间环境中外露材料表面粗糙度变化是卫星产生红化效应的原因之一.      

1N ADN基推力器瞬态启动性能试验研究

为研究1N ADN基推力器的瞬态启动性能，给推力器在轨使用提供参考，通过设计推力器高空模拟热试车系列工况，研究了催化床不同预热温度、喷注压力、不同寿命阶段推力器的瞬态启动性能，获得不同条件下推力器开机加速性t90指标.结果表明1N ADN基推力器t90随预热温度的上升呈现先减小后增大的趋势；推力器喷注压力降低，t90变大；同时，研究了ADN基 推进剂地面存储时长对推力器的瞬态启动性能的影响，实验结果显示在存贮时间内，推力器t90指标保持稳定.     

考虑在轨热效应的网状天线索网优化设计

网状天线服役于高低温、强辐射的复杂太空环境，其热变形是影响天线在轨性能的重要因素。目前的设计方法均为常温下的索段预应力配置，难以计及服役环境对天线在轨性能的影响。通过在索网模型中引入温度载荷，建立了以常温下索段参数为变量，以服役环境下的索网形面精度和张力分布为目标及约束条件的索网优化模型，从而在设计之初充分考虑服役热环境下的天线性能，改善天线在轨精度和张力分布。分析了天线运行轨道热环境，计算了天线在不同轨道位置的温度场；基于非线性有限元理论，建立了网状天线热结构模型，形成了考虑温度效应的索网找形及优化设计方法；开展了面向天线服役性能的索网优化设计。优化结果表明，该方法有效提高了天线在轨运行时的性能，可为考虑服役环境的网状天线优化设计提供方法和思路。     

空间遥感器用环路热管瞬态数值模拟与在轨验证

为满足空间遥感器环路热管（LHP）在轨应用需求，建立了高分九号卫星电荷耦合器件（CCD）用LHP瞬态数值模型。模型采用了节点-网络法和流动与传热关系式耦合的方法，考虑了蒸发器与储液器之间的传热传质过程。通过仿真与在轨数据的对比，发现LHP内部组件温度偏差为0.2~0.4℃，冷凝器测点温度偏差为0.5~2.0℃；预热器通过干度的变化调节了冷凝器外热流和热源工作模式的影响；热源的工作模式对蒸发器向储液器漏热、回路流阻及两相段长度均有影响。所提模型可用于不同轨道外热流及热源工作模式下，研究LHP内部各参数的变化规律，预测LHP系统的瞬态工作特性，并指导后续产品的设计与研发。