一种发射筒用防热涂料的制备与表征

为了解决现有发射筒内壁用防热涂料脆性大、附着力差等问题，本文以有机硅改性环氧树脂为基体，添加多种耐高温填料，聚酰胺为固化剂，制备了一种防热涂料，并对其耐焰耐热性能、“三防性”、热老化性能等进行了全面的表征分析。结果表明该涂料能够承受200~300 ℃的长时高温，900 ℃下烧蚀10 s内涂层无变化，且其附着力、“三防性”优良。     

C/C复合材料在高超声速导弹上的应用研究

结合C/C复合材料构件在高超声速导弹上的热防护要求,通过采用该基体材料在高能量密度光照射下的防热性能试验.总结了C/C复合材料在高超声速导弹热防护技术中的应用特点,并就C/C复合材料在高超声速导弹上的应用做出了展望.     

问与答

Bhjkhhk 问:1、碳/碳复合材料在航空航天领域有重要作用,它一般是怎样制备的?答:这是一种以碳石墨纤维或其织物为增强材料,以热解碳、沉积碳或浸渍碳为基体的碳基复合材料。它基本上是一种防热功能材料,按照防热原理可分为烧蚀防热材料和热结构材料两大类。烧蚀碳/碳是一种升华型烧蚀材料,利用材料在高温下升华吸热和辐射散热,并能保持烧蚀外形,可用于远程导弹端头和固体火箭发动机喉衬、喷管。主要包括整体碳毡/碳材料和三向碳/碳防热材料等。热结构碳/碳是一     

前苏联的防热—介电材料

防热-介电材料也叫防热-无线电透波材料,多数为陶瓷基复合材料,有石英玻璃、三向石英立体织物浸渍硅树脂或硅溶胶等,均属熔化型烧蚀,生成的液膜具有较高的粘度、不碳化并能继续保持透波性能。它可与玻璃/酚醛、高硅氧/酚醛、碳/酚醛防热材料相匹配使用,用于导弹弹头天线窗防热-介电盖板。     

复合材料在发射筒中的应用

发射筒的结构重量是弹射设备重要指标之一。由于发射筒结构重量的减轻,可以使导弹发射运输车的行驶性能得到显著的改善,因此,对于具有机动性要求的中、远程战略导弹武器系统来说,发射筒的结构重量更是一个极为重要的指标。 要想合理地设计发射筒,就必须合理地选择发射筒的材料和制造技术,并对发射筒的受力状态、强度、刚度进行精确的计算。     

空间探测烧蚀防热材料应用及趋势

综述了国内外空间探测器烧蚀防热材料的种类及其应用情况,美国主要包括高密度酚醛/玻璃钢、蜂窝增强烧蚀防热材料、PICA及PICA-X以及高密度碳酚醛材料等,国内则主要包括酚醛/尼龙、蜂窝增强烧蚀防热材料和NF材料,介绍了这些材料所应用的探测器、气动加热环境、防热材料性能和防热结构成型技术。总结了美国空间探测防热材料研制中出现的两次烧蚀异常及导致的探测器选材变化,可见防热材料与热环境耦合关系复杂。同时介绍了我国针对防热材料抵御异常损伤开展的部分工作。最后对空间探测防热材料的应用与发展做出了展望。     

一种新型蜂窝夹层结构防热材料

针对实际使用的热环境要求,提出了多种防热结构材料及结构方案.通过石英灯加热试验对其防热性能进行了考核验证.考察了防热涂层、样件结构形式以及材料种类对试验件防热性能的影响.结果表明,防热涂层可显著降低防热试验件的背温,最高降幅达241℃;相对于传统的玻璃纤维/酚醛层压板结构,在满足防热要求的同时,新型蜂窝夹层结构的面密度较低,仅为层压板的50％左右,具有明显的减重优势,其中聚酰亚胺面板的蜂窝夹层结构的面密度仅为酚醛玻璃钢面板夹层结构的80％,其表面加防热涂层样件的背温仅为246℃.     

金属复合防热瓦的研究

本文主要研究了,金属复合防热瓦的结构、制造工艺及热物理性能,并取得突破性进展。研究表明:金属防热瓦的容重和热物理性能等主要指标可以达到同一使用温区的陶瓷防热瓦的水平,而金属防热瓦的强度和刚度更优越,因此,它是很有前途的一种可重复使用的防热结构材料。     

生产航天飞机防热瓦用间歇烧结炉的制造技术

航天飞机的表面贴有两万多片陶瓷防热瓦。在航天飞机完成每次飞行任务之后通常要更换其中的许多防热瓦。要更换的理由是脆弱的防热瓦在航天飞机的飞行中很可能被损坏,以及在瓦内或瓦的附近测得的数据要求更换。 过去,防热瓦一直是洛克威尔公司在加利福尼亚州生产的,使用洛克希德导弹及宇航公司生产的玻璃纤维坯料。为了给航天飞机热防护系统的维修、更换更快地提供新瓦,NASA     

前苏联轻质防热材料和碳／醛酚复合材料

1 轻质防热材料 前苏联研制的轻质防热材料广泛用于导弹弹头、弹体过渡段、喷管以及其它局部防热部位。该种轻质防热材料以氯磺化聚乙烯树脂为基体,并加入不同填料(如氧化硅)和不同轻质空心小球(如玻璃空心小球、酚醛树脂空心小球、碳空心小球、丙烯酸酯空心小球、W-SiO_2和Ni-酚醛复合空心小球     

2.5D编织结构复合材料温度场特征研究

考虑到编织结构陶瓷基复合材料（CMC）在涡轮叶片等航空发动机高温部件应用时，材料内部编织结构特征会导致高温部件的温度场存在波动性。为了研究复合材料温度场的波动特征，以2.5D编织结构复合材料为例，分别建立了基于等效导热系数的均匀化平板模型和基于材料全尺寸细观编织结构的平板模型，计算对比了两种平板模型的温度场分布及内部热量传输特征，同时探究了材料内部编织结构的角度、纤维束轴向与径向导热系数比、纤维束与基体导热系数比等材料结构特征参数和热物性特征参数对材料表面温度波动的影响规律，并开展了编织结构平板的温度场测试实验。研究结果表明：与基于等效导热系数计算得到的平板温度场相比，基于全尺寸编织结构平板模型得到的温度场存在明显的波动特征，当平板内部平均温度梯度为25383K/m时，表面温度波动幅值达到12.41K，表面最高温度由906.96K增加到911.60K，并且在平板内部热量的传输方向沿着纱线发生明显的偏转。同时，随着纱线编织角度的增加，材料表面温度波动幅值下降，但表面的高温区域增加，沿着经纱轴向的温度波动频次增加。随着纤维束轴径向导热系数比的增加，材料表面的高温区域基本不变，温度波动幅值小幅下降，均匀性增强；随着纤维束与基体导热系数比的增加，材料表面的高温区域增加，温度波动幅值降幅较大，均匀性得到较大提高。在本文的研究范围内，当边界温度达到1600K时，基于等效导热系数的方法无法准确地预估复合材料的温度场。     

三维四向编织复合材料等效热特性数值分析和试验研究

 采用“米”字型枝状胞体有限元模型和试验方法对三维四向编织复合材料的整体等效热膨胀系数和等效热传导系数进行了分析并将计算结果和试验值进行了比较。研究表明枝状胞体模型能较为真实的反映三维四向编织复合材料的结构构形;有限元方法在分析热膨胀、热传导方面具有较好的精度;三维四向编织复合材料编织方向的热膨胀系数随着纤维体积比的增加而减小,随着编织角的增加而减小;热传导系数随着纤维体积比的增加而增大,随着编织角的增大而增大。     

尖化前缘高导热材料防热分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,提出疏导式热防护结构( TPS),为飞行器前缘提供热防护.采用有限元法和有限体积法,分别对在特定工况下飞行的尖化前缘固体域和流体域进行计算,验证了前缘内嵌高导热材料的防热效果,其中来流马赫数为6.5时,头部壁面最高温度下降了13.6％,尾部最低温度升高了16.7％,实现了热流...     

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。     

Analytic estimation and numerical modeling of actively cooled thermal protection systems with nickel alloys

Actively cooled thermal protection system has great influence on the engine of a hypersonic vehicle, and it is significant to obtain the thermal and stress distribution in the system. So an analytic estimation and numerical modeling are performed in this paper to investigate the behavior of an actively cooled thermal protection system. The analytic estimation is based on the electric analogy method and finite element analysis（FEA） is applied to the numerical simulation. Temperature and stress distributions are obtained for the actively cooled channel walls with three kinds of nickel alloys with or with no thermal barrier coating（TBC）. The temperature of the channel wall with coating has no obvious difference from the one with no coating, but the stress with coating on the channel wall is much smaller than that with no coating. Inconel X-750 has the best characteristics among the three Ni-based materials due to its higher thermal conductivity, lower elasticity module and greater allowable stress. Analytic estimation and numerical modeling results are compared with each other and a reasonable agreement is obtained.     

可重复使用热防护材料应用与研究进展

可重复使用热防护系统是为高速重复使用飞行器而发展的关键性技术,涵盖了地球大气环境及非地球大气环境下的弹道式再入、高马赫数巡航等应用场景。根据现有高马赫数飞行器热防护现状,对高马赫数飞行器的主要热防护系统类型、特点和使用场景进行了简要介绍。在此基础上,结合国外里程碑式可重复使用飞行器（X-15、SR-71、航天飞机、X-33、X-37B、Spaceliner等）,梳理了可重复使用热防护材料的应用与研究进展,论述了代表性可重复使用热防护材料的发展、性能、研制进度、特点及应用前景。对国外在可重复使用热防护材料研制中的设计及发展思路,以及所存在的主要问题进行了总结归纳,为可重复使用热防护材料未来的发展提供了思路。     

基于有限元法的平纹编织C/SiC复合材料等效导热系数预测方法

提出了一种采用有限元法计算平纹编织C/SiC复合材料等效导热系数的方法.首先研究了材料的细观结构,根据材料显微照片建立了带基体碳纤维束复合材料的单胞模型,采用基体中孔隙分布随机生成的单胞模型,计算了孔隙率对基体等效导热系数的影响,通过施加3组边界条件计算出带基体碳纤维束和复合材料的等效导热系数.最后应用提出的方法计算分析了碳纤维体积分数和孔隙率对复合材料等效导热系数的影响规律.结果显示:复合材料等效导热系数随碳纤维体积分数增大而线性下降,碳纤维体积分数从54%增加到78%的过程中,复合材料y轴方向的等效导热系数下降了12.8%,x与z轴方向的等效导热系数同时下降了8.6%;复合材料等效导热系数随孔隙率增大呈加速下降趋势,孔隙率从0增加到30%的过程中,材料的x与z轴方向的等效导热系数下降了22.91%,y轴方向的等效导热系数下降了34.66%.     

返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势

针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求，综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状，着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上，分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题，可以看出：纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势，材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍；组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上，将成为提高热防护结构效率的有力途径；展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升，但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺，仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。     

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。     

编织结构复合材料力学性能分析

以分析编织结构复合材料的力学性能和修正的经典层合板理论为基础,首先对三维编织织物结构进行分析,考虑厚度方向的效应,采用三维应力-应变分析,预报编织结构复合材料的有效弹性模量;同时,进行了编织结构复合材料的力学性能实验,理论预报和试验结果符合得较好。