航天服隔热材料技术研究进展

为明确我国未来航天服被动热防护技术的应用发展方向,结合国内外在用近地轨道航天服隔热材料技术的发展现状和先进航天服隔热材料的设计需求,对先进航天服隔热材料的相关研究进行了评述.目前,多层隔热组件是在近地轨道和月面等高真空环境下隔热效果最理想的材料,但为提高服装的活动性能和对空间环境的适应能力,需作进一步改进.纤维类材料在航天服隔热应用方面具有传统优势,但在面向火星任务为代表的低真空环境的深空探测中,未能达到热导率和材料厚度相结合的隔热目标;气凝胶类材料具有较低的热导率,在火星大气环境下具有最好的隔热性能,但无法规避粉尘污染及机械耐久性等问题.研究具有更细纤维尺度和特殊空隙结构的纤维种类,制备具有柔韧耐久特质的有机气凝胶材料,探索具有不同技术优势的材料的组合应用,将成为解决未来先进航天服隔热问题的主要途径.     

轴承腔典型结构热防护性能模型实验研究

针对航空发动机轴承腔中带隔热夹层的典型热防护结构，开展了模型试验件的隔热性能实验研究。通过搭建专用试验平台测量不同热防护结构在典型工作温度下的隔热性能，使用稳态法开展相应结构的等效导热率研究。结果表明，气凝胶材料厚度增加可快速提升结构整体热阻，在相同厚度条件下空气夹层与气凝胶隔热性能相当；在组合隔热夹层1/3处增加反射屏后可提升隔热温差20.4%；考虑安装“热短路”效应影响，典型组合隔热试验件热导率最小为0.58W/（m·K），远大于单独隔热材料的热导率。     

祝融号火星车纳米气凝胶隔热装置设计及应用

针对火星表面低温大气环境下多层隔热组件隔热性能大幅衰减、不能满足火星车保温需求的难题,提出了一种新型、高效、轻质纳米气凝胶隔热装置设计方法,采用在真空和火星大气环境下导热率极低的纳米气凝胶为隔热材料,通过基于低导热复合材料的盒盖式局部支撑封装、气凝胶与结构间填充缓冲泡沫进行多余物过滤、铺设反射屏进行辐射漏热隔离、开设排...     

长尾喷管气凝胶隔热层结构设计

固体火箭发动机长尾喷管外围通常放置舵机等控制系统,为了满足控制系统的工作温度要求,设计了一种用于长尾喷管段的新型热防护复合结构。长尾段隔热层采用具有低热导率、低密度特点的二氧化硅气凝胶材料。首先建立了气凝胶材料热导率计算模型,并对高温环境气凝胶材料导热性能进行测试。随后结合气凝胶材料热导率计算,建立了长尾喷管的热防护复合结构模型,并对喷管热防护结构模型进行了瞬态传热分析和力学性能分析。结果表明,喷管热防护结构设计满足材料力学性能。在发动机工作20 s后气凝胶材料可以将喷管的长尾段外壳壁面温度控制在320 K以下。相较于传统的高硅氧酚醛隔热材料,气凝胶材料隔热效果表现更优,且可以有效减少喷管热防护结构的消极质量。     

热处理对纤维增强SiO2气凝胶性能的影响

采用溶胶一凝胶法制备了纤维增强SiO_2气凝胶隔热材料,对基体SiO_2气凝胶及复合材料进行不同温度的热处理.利用扫描电镜、比表面积和孔径测试仪和导热仪等手段对处理后材料的微观结构和常温隔热性能进行表征.结果表明:复合材料经低于700℃处理后,材料基体的微观结构略有变化,常温隔热性能基本保持不变;经1000℃处理的纳米结构发生了烧结、纳米孔含量减少,常温隔热性能显著降低.     

飞机壁板复杂载荷试验技术

针对火星表面低温大气环境下多层隔热组件隔热性能大幅衰减、不能满足火星车保温需求的难题,提出了一种新型、高效、轻质纳米气凝胶隔热装置设计方法,采用在真空和火星大气环境下导热率极低的纳米气凝胶为隔热材料,通过基于低导热复合材料的盒盖式局部支撑封装、气凝胶与结构间填充缓冲泡沫进行多余物过滤、铺设反射屏进行辐射漏热隔离、开设排气孔等设计方法,解决了力学性能增强、多余物控制、辐射漏热隔离、快速泄复压等工程应用难题,成功完成纳米气凝胶在祝融号火星车的工程应用。地面试验测试结果表明,1 400 Pa、二氧化碳气氛、25℃时纳米气凝胶隔热装置总导热系数低至0.008 0 W/(m·K),有力保障了祝融号火星车舱内设备在零加热功率补偿条件下在轨温度仍处于允许范围内。火星车纳米气凝胶隔热装置总质量为5.95 kg,仅占火星车总质量的2.5%。     

基于气凝胶的防隔热一体化材料研究进展北大核心CSCD

新型高速飞行器的快速发展对热防护系统提出了更高要求,基于气凝胶的防隔热一体化材料对提升热防护系统的防隔热性能和结构效率有重要意义。本文基于防热层材料的不同,分类概述了基于气凝胶的防隔热一体化材料的研究进展、结构形式和性能特点,并简要阐述未来防隔热一体化材料发展需要解决的问题。     

火星着陆发动机气凝胶材料热防护装置设计

大推力着陆发动机高温热防护技术对火星着陆任务安全至关重要。基于多级热辐射反射结构的常规发动机高温隔热屏在火星大气环境中使用时,因内部气体换热导致隔热性能显著衰减。为解决这一问题研发了一种基于气凝胶隔热材料的新型发动机热防护装置。根据火星探测工程任务服役环境防隔热需求,建立了考虑低压气氛与高温热流边界影响的瞬态传热模型,开展了新型隔热系统的外形锥度、隔热层厚度等关键结构参数的优化设计,通过三维瞬态仿真分析及与发动机联合试车地面试验验证了设计有效性。气凝胶热防护装置成功应用于天问一号火星着陆巡视器,实现了对着陆发动机1 500℃超高温的有效屏蔽。对在轨遥测数据进行反演分析,提出了基于气凝胶材料的高温隔热设计的优化改进方向。     

航天复合材料研究进展

航天复合材料的性能与应用水平是衡量航天型号先进性与可靠性的重要标志,是支撑航天型号发展的关键材料,决定型号性能与成败。本文总结了近年来在热结构、防热、热透波、隔热以及结构复合材料领域的重要研究进展,提出极端环境服役新材料、可重复使用防隔热材料、第三代结构复合材料以及复合材料构件低成本快速制造等是航天复合材料未来发展的重要方向。     

纳米孔超级绝热材料研究现状及进展

纳米孔超级绝热材料是一种新型高效隔热材料,具有轻质、耐高温、孔隙率高、导热率低等优点,
目前已成为保温隔热材料领域研究的热点,其中最具代表性的是气凝胶隔热材料和纳米粉末基复合隔热材料。
本文对这两种隔热材料的研究现状进行了综述,并对纳米孔超级绝热材料发展前景进行了展望。     

接触热阻与接触导热填料

在调研国内外接触热阻研究的基础上,介绍了关接触热阻及接触导热填料的研究发展情况,对导热脂及油、金属、导热垫、ＲＴＶ、镀层等导热填料的性能、应用情况作了简介,提供工程应用参考。     

界面导热材料研究进展

综述了导热脂、导热胶黏剂、导热橡胶、导热胶带及相变材料等几类界面导热材料(TIMs)的组成成分、制备方法、主要性能、应用领域及其优化设计方法,并对国内外界面导热材料的发展进行了展望。     

热循环对某热控涂层热辐射的影响

对某热控涂层进行了快速高低温循环试验(-196~900℃),通过太阳吸收比、半球发射率检测和SEM形貌等对涂层的热辐射性能进行分析。实验表明,经过热循环后,该涂层保持高吸收比的稳定状态(0.87左右),而半球发射率从原始的0.57提高到0.72,最后稳定在0.75左右。SEM微观形貌研究表明,热循环实验使涂层表面的结晶度和晶粒大小发生变化,导致涂层热辐射性能改变。     

航天飞行器热防护系统及防热材料研究现状

随着航天技术发展,飞行器的飞行速度更快,服役环境更加恶劣,有效的热防护系统是保证飞行器安全飞行的关键系统之一。本文综述了被动防热系统、主动防热系统和半被动防热系统3类热防护系统在航天飞行器上的应用现状,重点介绍了金属基复合材料、碳基复合材料、陶瓷基复合材料、树脂基复合材料和气凝胶材料,5类防热材料在航天领域的应用发展情况,并提出了航天飞行器未来热防护的发展趋势。     

碳气凝胶的传热规律及其在防隔热中的应用

综述了碳气凝胶耐超高温隔热材料的传热特性,分析了传热各组成部分的大小及影响因素,提出作为防隔热应用的碳气凝胶应具有的微观结构.介绍了碳气凝胶的在防隔热应用方面的研究进展及其未来需要解决的问题.     

PN-PAA、MPN-PAA共混树脂热固化过程和热分解过程的研究

借助凝胶时间、DSC和TGA等测试研究了PN-PAA和MPN-PAA共混树脂的热固化过程和热分解过程。凝胶时间(140℃)结果表明共混树脂的交联反应速率比PAA明显趋缓;PN-PAA(1∶1)、MPN-PAA(1∶1)共混树脂的固化温度比PAA提高约50℃;K issinger公式和Crane公式计算表明共混树脂比PAA树脂具有更大的热固化反应活化能,但具有基本相同的反应级数;TGA结果表明共混树脂固化物具有很好的热稳定性,其起始热分解温度接近400℃。采用Coats-Redfern方程分析、解释了树脂热分解过程的表观动力学。与PAA树脂比较,共混树脂固化工艺性有较大改善,并具有较好的耐热性,有望用作高温防热复合材料的基体。     

定向高导热碳材料及其热管理结构设计

针对高超声速飞行器的特点，分析了热防护系统中应用高导热材料实现热管理的必要性。通过对碳材料石墨片层结构的热传导机理及其各向异性特征进行分析和讨论，提出了利用高导热碳材料进行疏导式热管理的思路，并根据碳材料的结构特点设计了几种可能的热管理结构模型。     

航天器热控材料的应用和发展

介绍了航天器热控系统对材料的要求以及应用的情况，并根据航天器总体和热控技术的需求，对热控材料的发展提出初步的建议。     

基于热喷涂技术制备的热障涂层

着眼于热喷涂技术在热障涂层制备方面的研究现状,在分析热障涂层失效原因的基础上,介绍了等离子喷涂技术及冷喷涂技术和在热障涂层结合层和陶瓷层制备方面的研究进展。     

7-氨基-6-硝基-4,5-二氧化呋咱的热分解特性

利用差示扫描量热法(DSC)、热失重法(TG)和傅里叶变换红外光谱法(FTIR)研究了7 氨基 6 硝基 4,5 二氧化呋咱(CL 18)的热分解性能。结果发现CL 18在分解之前无熔融转变,属于固态分解。在低升温速率下整个反应分两步进行,首先是不稳定的硝基和一个呋咱环的自由基分解,然后是相对较稳定的苯并氧化呋咱环的受热分解,两步反应的活化能分别为167 68kJ/mol和204 55kJ/mol,分解产物二氧化氮在整个分解过程中都起着氧化和催化作用。在高升温速率下仅仅表现为一步放热反应。最终固态分解产物主要为碳,其中含有少量氮、氢等。