国外绝热包覆层无烟化的研究方法

一、绝热包覆层无烟化研究的现状 目前国外绝热包覆无烟化研究中普遍采用的方法有下列三种:1.选择无烟的绝热包覆基体材料;2.在绝热包覆层配方中加入能消烟的添加剂;3.采用特殊的工艺方法。 毫无疑问,选择无烟的绝热包覆基体材料是最理想的方法。遗憾的是,由于与固体推进剂的相容性、粘接性,以及自身的耐烧蚀性等诸多因素的制约,目前还没有一种理想的无烟绝热包覆材料。Evans等人对目前常用的绝热包覆材料详细地做了试验,结果表明:较好的无烟绝热包覆材料是脂肪族类化合物,其碳氧比例最好是1:1,而且支链要尽可能少。因为支链     

低温贮箱组合绝热材料隔热性能测试试验研究

以聚氨酯泡沫塑料和多层隔热材料组成的组合绝热材料被认为是未来低温推进剂贮箱绝热材料的主要形式。应用典型的量热器法针对以下三个方面开展试验研究:是否在样件中添加泡沫材料;样件中多层隔热材料的层数不同;制备样件时采用不同的预紧力。对比了不同状态的组合绝热材料的绝热性能。试验结果表明:组合绝热材料中的泡沫塑料可直接增加整体结构的隔热能力;随着组合绝热材料中MLI(多层隔热材料)层数的增加,组合绝热材料的热流量呈先减少后增加的趋势;在MLI层数相同情况下,随着预紧力的增加,材料的热流量呈现增加的趋势。试验分析结果可为未来载人月球探测及更远距离深空探测的航天器低温贮箱绝热系统设计提供参考。     

应用于低温推进剂在轨贮存的组合绝热材料综述

研究了应用于低温推进剂在轨贮存的组合绝热材料,包括材料结构、材料选择及其研究进展,总结了其在国外多种运载火箭型号中的应用情况。根据目前常用于组合绝热材料的泡沫材料和多层隔热材料,指出未来我国在泡沫材料发展中应重点向环保和先进的加工工艺方面发展,在MLI材料方面应重点研究反射屏和间隔物的材料选择及每个MLI单元的材料厚度。分析结果可为未来我国深空探测航天器低温贮箱绝热系统设计提供参考。     

基于聚酰亚胺泡沫的蒸汽管路绝热结构设计与性能验证

针对核潜艇动力装置蒸汽管路对新型绝热材料的需求,设计并制造了一种以聚酰亚胺泡沫为主要功能层的用于潜艇蒸汽管路表面的新型绝热结构。参照潜艇二回路管路应用要求,对绝热结构的绝热功能和使用过程中的结构稳定性进行了验证,阐明了绝热机理。结果表明:新型绝热结构经280℃、480 h连续加温考核试验和720 h静置试验,该绝热结构件外表面温度控制在45.2～46.5℃,整个考核期间结构和尺寸变形量几乎为0且趋于稳定。在蒸汽管路构件表面施工多层聚酰亚胺泡沫作为绝热结构,解决了现有无机岩棉类体系存在的工艺性差、环保性差等问题,该研究可为舰艇新型绝热结构的应用发展提供工程技术参考。     

基于空气绝热的飞机空气导管绝热设计

在分析现有飞机泄漏探测系统性能的基础上,提出了一种基于多层绝热的飞机空气导管泄漏探测结构.推导了该种多层绝热的工程计算方法,并对不同管径的导管进行了绝热层设计计算.其次,为了验证该计算方法的准确性,搭建了高温压力管道空气绝热试验平台,获得了不同温度下空气绝热层的外表面温度.同时,采用数值分析方法进一步考察了导流洞数量及导流洞直径对绝热设计计算的影响.最后,根据导流洞对绝热设计的影响进行了结构优化.研究结果表明:该结构与传统的泄漏探测系统相比具有对泄漏的高温气流具有快速导流作用,保证泄漏探测系统能及时探测到泄漏信号并作出报警响应;绝热层外表面温度的计算值比试验值偏大,最大误差为23.08%.随着导流洞孔径和个数的增加,绝热层外表面的平均温度减少,并且导流洞个数的增加对绝热层外表面温度的影响较大.该研究结果为飞机空气导管的国产化提供参考依据.      

TC32钛合金的动态力学性能及损伤特点

采用分离式霍普金森压杆技术对TC32钛合金片层组织、双态组织、网篮组织试样进行了动态剪切实验,通过光学显微镜、扫描电镜研究了TC32钛合金不同组织的损伤特点。结果表明：片层组织、双态组织、网篮组织的临界应变率分别为2400 s-1,2700 s-1与2600 s-1,与网篮组织和片层组织相比,双态组织具有最优的综合动态力学性能。三种组织均观察到了绝热剪切带,并且绝热剪切破坏都要经过微孔洞的形核、长大与相互联结的过程,微孔洞的萌生与长大优先沿着绝热剪切带与基体的界面位置。片层组织绝热剪切带与基体的界面塑性流变特征不明显,并且在该区域观察到了呈快速扩展特征的长裂纹。双态组织绝热剪切带及与基体界面呈纤维状,周围组织在剧烈剪切力的作用下呈明显的塑性流变特征,等轴状或者椭圆型的初生α相被严重拉长变形,微孔洞也容易在α/β转变基体的界面处形核。网篮组织与双态组织的损伤特点类似,但与片层组织和双态组织不同的是,当网篮组织中具有规则排列的针状α相与绝热剪切带垂直时,微孔洞也容易在该处萌生。绝热剪切带内部组织主要是由细小的等轴晶粒组成,形成机制尚无统一定论。     

深空探测聚变推进装置技术路线与研究现状综述

聚变推进技术凭借其能量密度大和高比冲等显著优势,在深空探测研究中受到广泛关注。本文介绍了三种前沿聚变推进装置（反场构型感应驱动金属衬层压缩聚变推进探测器、梯度场内爆衬层聚变推进探测器和普林斯顿反场构型直接聚变驱动探测器）的研究进展,从聚变堆设计原理、深空探测任务参数与实验进展等角度,对三种技术路线进行了分析和总结。     

我国深空探测对航天材料及工艺的需求

随着我国首次月球采样返回和火星探测器"天问一号"任务的圆满完成,我国深空探测进入了新的发展阶段。本文首先对我国深空探测的现状和发展趋势进行了分析,进而对深空探测面临的极端温度、强太阳电磁辐射、强粒子辐射、尘与尘暴、酸性大气等环境及对深空探测任务的影响进行了梳理,进而从材料及结构的轻量化、高效热控制、可靠的辐射防护与抗辐射能力、提供可持续的能源、具有较强的耐腐蚀性能、具有较好抗尘与尘暴损伤性能、在轨组装与制造等角度梳理了深空探测对航天材料与工艺的需求,最后从轻质结构机构材料、高效热控制材料、组合辐射防护及耐辐射材料、耐腐蚀材料、耐尘与尘暴材料、高可靠能源材料、3D/4D打印技术等方面给出了深空探测材料与工艺的发展方向。     

多层隔热结构研究进展

多层隔热(MLI)结构在高真空环境下具有极低热导率,主要用于太空环境下飞行器和大型燃料贮箱的隔热.本文对MLI结构的隔热原理、选材、制备工艺及应用等进行了综述,简要介绍了国内外MLI结构的研究进展和发展趋势,提出进一步改进MLI的性能是我国实现飞行器长期在轨运行和深空探测的重要研究方向.     

基于微分进化算法的深空小推力轨道优化设计

针对多目标多任务的深空探测轨道优化设计问题,基于以太阳为主引力体的二体模型,采用电推进小推力系统,提出了将目标行星的探测方式、探测顺序、发射窗口同时进行全局优化的解决方案.依此建立小推力轨道优化设计算法模型,利用微分进化算法进行全局一体化优化设计,得出多目标多任务的一体化深空探测轨道.通过与相同条件下其他设计方法的结果比对分析得出：基于小推力推进方式并采用微分进化算法进行优化的轨道优化设计方案,在多目标多任务深空轨道一体化设计问题上具有可行性及应用价值.     

真空环境中多层隔热材料的隔热性能

通过对一典型多层隔热材料在真空环境下的系列隔热性能实验和分析,分析了多层隔热材料层间温度差(Δt)的分布趋势,揭示了多层隔热材料在不同层间隔热性能的优劣特性及其变化规律。实验结果证明:多层隔热材料的层间温度差(Δt)变化呈U型分布趋势;外层隔热性能优于中间层的隔热性能,4层以内18层以外层间气流状态接近分子流,隔热性能较好,温度差(Δt)大;中间各层气流处于非稳态,隔热性能稍差,温度差(Δt)小;靠近加热板一侧层间温度差小于低温一侧。     

多层隔热组件的制作工艺

介绍了多层隔热组件及影响其隔热性能的主要因素,包括反射屏与间隔层的选材、多层组件的层密度、放气孔等.结合实际工程应用,对于多层隔热组件的材料选择和制作工艺进行了着重说明.     

导热绝缘胶粘剂的研制

研究了一种中温固化、耐热性能良好的导热绝缘胶粘剂。通过对环氧树脂的改性,使胶粘剂具有较高的耐热性能和胶接性能,通过对填料和固化体系的选择使得胶粘剂具有了良好的导热性能和电性能。     

再入飞行器多层隔热结构优化分析

  针对可重复使用飞行器再入过程中热防护系统的复杂传热问题，采用有限元方法对可重复使用飞行器多层隔热结构(MLI)进行参数化求解,预测内部结构瞬态温度响应，对具4层反射屏的多层隔热结构进行优化设计，分析影响隔热性能的多个因素（如反射屏的分布,屏间纤维厚度和最上层反射屏与热边界距离）对隔热性能的影响规律，为多层隔热结构的优化设计提供相关参考。     

耐烧蚀填料对三元乙丙橡胶内绝热材料性能的影响

介绍了非石棉型有机短纤维和无机填料作为耐烧蚀填料在三元乙丙橡胶内绝热材料中的应用。探讨了它们对三元乙丙橡胶内绝热材料的力学性能、烧蚀性能的影响；同时对耐烧蚀填料的分散状况及加入耐烧蚀填料的三元乙丙橡胶内绝热材料的相关物理性能进行了测试与分析。结果表明：为获得综合的力学性能，耐烧蚀填料应控制合适的份数；非石棉型有机短纤维的加入可以大大提高耐烧蚀能力；所配制的三元乙丙橡胶内绝热材料密度低、隔热性能良好。     

多层打孔隔热材料空间应用热性能研究

在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的基础上,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.利用该模型对不同几何、物理参数下的对象进行模拟计算,通过对计算结果的分析,明确作为几何参数的层密度和层数以及作为表面特性参数的黑度和打孔率对材料热性能的影响.该热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.     

丁羟三组元固体推进剂燃烧工况下氧化锆热障涂层烧蚀与隔热性能分析

开展了丁羟三组元固体推进剂燃烧工况下几种不同工艺的氧化锆热障涂层烧蚀、隔热性能研究。通过正交试验,揭示了氧化锆热障涂层烧蚀、隔热性能影响因素(基体厚度、粘接层种类、面层种类及面层厚度)之间的主次关系,将为后续氧化锆热障涂层应用于固体火箭发动机领域提供了设计依据。     

Calculation of high-temperature insulation parameters and heat transfer behaviors of multilayer insulation by inverse problems method

In the present paper, a numerical model combining radiation and conduction for porous materials is developed based on the finite volume method. The model can be used to investigate high-temperature thermal insulations which are widely used in metallic thermal protection systems on reusable launch vehicles and high-temperature fuel cells. The effective thermal conductivities（ECTs） which are measured experimentally can hardly be used separately to analyze the heat transfer behaviors of conduction and radiation for high-temperature insulation. By fitting the effective thermal conductivities with experimental data, the equivalent radiation transmittance, absorptivity and reflectivity, as well as a linear function to describe the relationship between temperature and conductivity can be estimated by an inverse problems method. The deviation between the calculated and measured effective thermal conductivities is less than 4%. Using the material parameters so obtained for conduction and radiation, the heat transfer process in multilayer thermal insulation（MTI） is calculated and the deviation between the calculated and the measured transient temperatures at a certain depth in the multilayer thermal insulation is less than 6.5%.     

考虑气体扩散渗透的隔热材料瞬态隔热性能数值模拟

高超声速飞行器机动飞行时环境压力变化导致隔热材料沿厚度方向存在压力梯度,进而引起隔
热材料内气体的扩散渗透,影响隔热材料隔热性能。为研究气体扩散渗透对隔热材料隔热性能的影响,建立了
隔热材料内气体扩散渗透模型,采用罗斯兰德近似、有限体积法建立了隔热材料内扩散渗透及辐射导热传热计
算模型,对气体扩散渗透条件下的瞬态隔热性能进行了数值模拟。算例模拟结果表明:对2 cm 厚纳米隔热材
料,在外界气压为0. 1 MPa,绝热面为真空的状况下,当渗透率大于10-14 m2 时,气体扩散渗透开始影响隔热材
料内传热,导致隔热性能降低,气体黏性系数对气体扩散渗透有显著影响,随着黏性系数降低,气体扩散渗流现
象显著;衰减系数对绝热面温度响应有显著影响,随着衰减系数增大,绝热面温度响应显著降低。