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在溶胶-凝胶过程中加入纳米Al2O3 颗粒制备Al2O3 掺杂的SiO2 纳米透波/ 隔热材料,研究了
Al2O3 掺杂对材料高温热稳定性、介电性能及隔热性能的影响。结果表明,Al2O3 掺杂阻碍了SiO2 颗粒之间的
烧结,提高了材料的使用温度;材料介电常数符合Lichtenecker 对数法则;室温热导率略有提高,通过组合结构
改善了材料的隔热性能。
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针对纳米SiO2多孔绝热材料高温收缩问题,采用纳米γ-Al2O3作为添加剂,研究了煅烧温度和γ-Al2O3添加量对绝热材料体积收缩率的影响,以及γ-Al2O3的引入对材料绝热性能的影响。结果表明:煅烧温度越高,纳米SiO2多孔绝热材料体积收缩越严重。γ-Al2O3的引入能明显降低绝热材料的高温体积收缩率,当添加量为5%(质量分数)时,1 000℃体积收缩率从10.49%下降至3.47%,随着添加量的增加,抑制体积收缩效果越明显。在高温环境下,γ-Al2O3的引入对纳米SiO2多孔绝热材料绝热性能影响较小。此外,通过固体烧结动力学理论以及XRD、FESEM等表征方法阐释了γ-Al2O3抑制高温收缩机理。 相似文献
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将纳米多孔结构和多层反射屏引入柔性隔热毡中,设计出一种具有多层反射结构的柔性纳米隔热材料,并结合材料的微观结构对其隔热机理进行了分析.结果表明:多层反射屏抑制了材料的红外辐射传热量,纳米多孔结构降低了气体导热和对流传热,有效地提高了材料的隔热性能. 相似文献
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采用CVD工艺,以AlCl3-SiCl4-H2-CO2为先驱体气相体系,在石墨纸上于550℃制备出Al2O3-SiO2复合氧化物涂层,通过DTA和XRD分析了该涂层的莫来石化过程.该涂层由γ-Al2O3和非晶SiO2组成,其DTA曲线有四个典型峰,793℃弱的放热峰为开始莫来石化峰;984℃尖锐的放热峰为γ-Al2O3向δ-Al2O3转化峰;1240℃弱的吸热峰为δ-Al2O3向α-Al2O3转化峰,该过程比较缓慢;1337℃强的放热峰为莫来石形成峰,发生在δ-Al2O3与SiO2之间.结果表明,该CVD过程不具氧化性,对C不腐蚀,制备的Al2O3-SiO2涂层经1350℃热处理2h可转化为莫来石结合α-Al2O3. 相似文献
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曾晓梅%刘红林%李铁虎 《宇航材料工艺》2006,36(Z1):70-72
采用基体改性的方法,向AlCl3溶胶中添加ZrO2粉,制得含ZrO2的C/Al2O3复合材料,探讨了添加ZrO2对C/Al2O3多功能复合材料性能的影响.结果表明添加少量的ZrO2,可产生基体的相变及在基体内产生微裂纹,这可改善C/Al2O3陶瓷基体间界面性能,提高材料强度,降低材料热导率.同时对ZrO2添加量进行了优化处理,最终确定ZrO2的最佳含量为1%(质量分数),使材料强度值提高39%,材料热导率降低至0.902 W/(m·K)以下. 相似文献
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以陶瓷隔热瓦和纳米隔热材料为研究对象,揭示了高效隔热材料结构与性能的关系.研究结果表明:随着密度的增加,隔热材料室温热导率和力学性能随之增加;陶瓷隔热瓦平面方向和厚度方向的结构和性能存在明显差异;复合纳米结构后,材料的隔热性能明显提高;室温热导率从43 mW/(m·K)降低至36 mW/(m·K);添加少量功能添加物后,材料的高温隔热性能进一步提高,高温考核中背面温度从668℃降低到576℃.同时介电常数从2.2%增加到6.6%;通过气相超临界工艺在材料表面接枝有机基团,材料表面疏水状态发生显著变化,材料具备了防水和低吸潮的特性. 相似文献
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我国航天事业的不断发展对航天器热防护材料提出了更高的要求,气凝胶作为一种纳米网络多孔材料,因其纳米尺度效应,具有超级隔热性能,是近年来超级隔热材料研究的热点和前沿。本文以航天热防护应用为背景,综述了气凝胶隔热材料近十年来的研究进展,包括无机氧化物气凝胶、有机气凝胶、炭气凝胶、碳化物气凝胶隔热材料等,以及其制备方法、隔热性能和热防护应用现状,结合当前航天领域需求和气凝胶隔热材料研究的难点问题,提出气凝胶隔热材料的未来发展方向。 相似文献
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简述了聚合物基导热复合材料的导热机理,总结了常用的导热模型及最新的模型研究进展,综述了影响聚合物基导热复合材料导热效果的因素,并展望了今后导热复合材料的研究方向. 相似文献
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薛莲%扈艳红%沈学宁%黄发荣%杜磊 《宇航材料工艺》2006,36(2):38-40
初步研究了N,N,N’,N’-四炔丙基-4,4’-二氨基-二苯甲烷(TPDDM)的热固化反应。通过DSC分析其固化行为特征。FT-IR观察了它固化过程中特征官能团变化,对比了其在空气中和氮气中固化行为的差异,发现在空气中固化产物出现1733cm^-1的峰,推断是被氧化所致,并通过DSC和FT-IR确定了固化条件。利用TGA技术考察了该固化产物在空气中和氮气中的热稳定性。结果表明:在空气中固化产物起始失重率为5%的分解温度为414.4℃,高于在氮气中的392.8℃。TPDDM的固化产物在氮气中700℃残碳率为53.9%,在空气中全部分解。 相似文献
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热冲击条件下高热叶片的热疲劳对比试验方案研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对涡轮叶片的热冲击疲劳寿命实验,提出了一种新的对比实验方案和措施:将实验叶片和参照叶片组合在同一组试验叶栅上,并且在试验过程中定期对调两种叶片的安装位置。按照这一方法完成了一组相似材料的涡轮导向器叶片的对比试验。实验结果显示两种叶片表现出了几乎相同的热冲击疲劳寿命特性,并且裂纹的形态、分布区域以及生长历程也完全符合热疲劳裂纹的理论规律。由此说明这种方法结果可靠、可大幅度降低实验费用,具有广泛的实用价值 相似文献
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接触热阻与接触导热填料 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
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以正硅酸乙酯为原料,高硅氧纤维为增强体,采用氨水催化一步法制备了柔性的纤维增强氧化硅气凝胶隔热复合材料。当pH=7时,气凝胶的比表面积最大;水含量增大,比表面积降低;乙醇含量增大,比表面积增大,EtOH/TEOS(摩尔比)大于10以上,比表面积增加不明显,趋于稳定。以比表面积较大的气凝胶作为基体的柔性复合材料常温热导率为0.031 W/(m.K)[纯高硅氧纤维毡为0.044 W/(m.K)]。该柔性隔热材料安装方便,特别适用于大面积、不规则形状的包覆隔热。 相似文献
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许漂%成来飞%张立同%徐永东%童长青%张青 《宇航材料工艺》2007,37(4):73-77
采用液相浸渍还原法将Ni渗入C/SiC复合材料,用SEM、XRD技术分析材料的微观结构及组成.采用热膨胀仪和激光脉冲导热仪对材料的热膨胀和热扩散性能进行研究.结果表明:Ni在复合材料内部呈颗粒聚集体态,CVD SiC涂层过程中,Ni与SiC基体反应生成Ni2Si.渗Ni后复合材料线胀系数变化趋势在200~700℃内与C/SiC原料的一致,800℃出现肩峰;再经沉积SiC涂层后线胀系数增大,但整体变化趋势仍与原料的一致.渗Ni后材料的热扩散系数明显高于C/SiC材料.Ni的渗入对C/SiC复合材料的三点弯曲强度基本无影响. 相似文献