共查询到10条相似文献,搜索用时 15 毫秒
1.
分析了空间多层打孔隔热材料中导热和辐射的复合传热问题,建立了反射屏的能量方程。结合有限差分法,提出了空间多层打孔隔热材料反射屏温度计算的模型以及内部辐射数值分析模型。分析了层密度、打孔率、反射屏表面黑度和反射屏厚度等主要的多层打孔隔热材料参数对材料隔热性能的影响。该材料性能的研究对提高空间多层打孔隔热材料的隔热效果,实现材料的优化设计具有积极的指导意义。 相似文献
2.
热防护系统多层隔热结构传热分析及性能研究 总被引:11,自引:3,他引:11
由外部高温合金壳板及内部多层隔热结构组成的金属热防护系统被认为将在未来重复使用运载器上大面积采用。分析了多层隔热结构内导热与辐射的复合换热问题。采用二热流近似方法分析了纤维席内的辐射热流。分析了多孔介质纤维席内气体、固体有效导热系数。并应用有限差分法建立了多层隔热结构瞬态传热数值分析模型。反射屏层数、发射率及纤维席厚度、密度是多层隔热结构重要的设计参数。详细的分析了这些参数对多层隔热结构隔热性能的影响,总结了提高多层隔热结构隔热性能的方法。 相似文献
3.
4.
5.
6.
7.
1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验。另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%。 相似文献
8.
资源-1卫星多层隔热材料在轨温度数据分析 总被引:3,自引:2,他引:1
在分析资源-1(02)卫星多层隔热材料外表面遥测温度数据的基础上,给出了30个月在轨条件下多层隔热材料外表面的温度变化规律与外热流的关系,得出了多层隔热材料面膜表面热光学性质在卫星入轨5天后其性能退化随时间变化很小的结论。并提出了如何对多层隔热材料进行在轨设计和试验的建议。 相似文献
9.
基于运载火箭一二级发动机分离时热流密度约为9.6 MW/m2、持续时间0.5 s,二级发动机工作时的喷管辐射热流密度为25~100 kW/m2、持续时间120 s的边界条件,选取了2.0 mm厚的氧化锆陶瓷纤维板、5.0/8.0 mm厚的硅酸铝纤维毡、3.2/1.6 mm厚的阻燃型硅橡胶组成的两种隔热方案。应用一维非稳态方法仿真分析了两种隔热方案保护下发动机舱内部组件的壁温,依据隔热组件壁温及材料质量,提出了耐高温多层隔热材料热防护方案。使用液化气喷枪喷吹高温合金平板模拟燃烧室壁,模拟试验壁温测试值表明隔热方案可以满足热防护要求。 相似文献