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271.
航天飞行器轻质纳米材料高温隔热性能 总被引:2,自引:0,他引:2
纳米隔热材料是一种新型航天飞行器热防护材料。本文使用自行研制的高速飞行器热试验系统,对Al2O3纳米材料的高温隔热性能进行试验研究及数值计算,为高速航天器热防护系统的安全可靠性设计提供重要依据。研究结果表明,厚度仅为10 mm的Al2O3纳米材料板,当前表面温度为1 200℃时(1 800 s),前后表面的温度差高达880.9℃,后表面温度降低了73.4%,且隔热性能稳定。另外与某空天飞行器轻质陶瓷材料进行了隔热性能的对比试验,结果显示轻质陶瓷材料板的背壁温度要比Al2O3纳米材料板高56%。说明Al2O3纳米材料的高温隔热性能非常优异,在航天器和高超声速飞行器热防护中具有重要的应用价值。由扫描电镜(SEM)图像知,当温度超过1 200℃后,Al2O3纳米材料颗粒快速聚集生长,颗粒间的空洞尺寸显著增大,材料内部纤维出现熔融现象,裂纹数量增多、深度及宽度显著增大,影响材料表观导热率。另外,当温度高于1 200℃时,纳米材料板边界出现了较大的收缩变形和弯曲变形。基于试验结果可知,Al2O3纳米隔热材料应该在小于1 200℃的热环境中使用。 相似文献
272.
基于分子动力学理论和模拟的算法,构建了非晶态二氧化硅模型以及初级粒子模型,研究了外界环境条件和气凝胶内部结构的变化对气凝胶固相热导率的影响规律。得到了300、500、800、1200K四种环境温度下二氧化硅气凝胶材料的固相热导率,材料的固相热导率随着环境温度上升略有增加。同时探讨了初级粒子内部缺陷对骨架固相热导率的影响,一定孔隙率范围内,随着孔隙率的增加材料的固相热导率降低,当孔隙率逐渐增加至0.26后,模型能够很好地表征实际情况。所建立的非晶态气凝胶模型及算法对该类材料的微尺度传热分析及结构设计具有借鉴价值。 相似文献
273.
274.
介绍了富氧环境下固体火箭发动机对绝热层性能的要求,以及在该特殊条件下对绝热层所开展的研究工作。试车结果表明,PFDH-2绝热层可以对富氧环境下工作的发动机燃烧室实施有效热防护。 相似文献
275.
为评估冷面绝热边界对试验结果的影响,在充分验证测控系统可控性和试验方法稳定性的基础上,分别以柔性隔热毡、刚性隔热瓦和纳米隔热材料为冷面绝热边界,对陶瓷纤维刚性隔热材料进行500℃、3 000s的石英灯热辐射考核试验,并利用迭代绝热边界当量热导率的方法对试验结果进行了模拟计算和分析。结果表明,以柔性隔热毡为冷面绝热边界时隔热材料的冷面温度最高,刚性隔热瓦和纳米隔热材料为冷面绝热边界时则冷面温度较低且相近,3者间最大相对偏差高达19.0%。模拟计算证实由冷面绝热边界材料引起的接触热阻对试验结果起到了决定性作用,而不简单地取决于绝热边界材料的隔热性能。 相似文献
276.
277.
邢素丽%王军%曾竟成%肖加余 《宇航材料工艺》2002,32(3):27-29
采用溶胶凝胶法,以正硅酸乙酯和酚醛树脂为原料,在草酸和六次甲基四胺的催化作用下,制备出了不含硫和氯等有害杂质的均相碳化硅先驱体,并在特定条件下,对所得先驱体进行烧结,使之转化为陶瓷。结果表明,溶胶凝胶法制得的先驱体呈黄色透明的玻璃态,其微观组成为几十纳米的微粒,树脂与SiO2可能通过氢键相互作用,有利于树脂在先驱体中均匀分布而形成均相先驱体,其陶瓷产率为78%;另外硝酸镍的加入对先驱体烧结过程中β-SiC的生成起到明显的促进作用。 相似文献
278.
279.
文摘采用非稳态热线法测试了微孔纳米板与陶瓷纤维板在RT~1 000℃区间热导率,利用SEM微观形貌与荧光光谱成分分析,结合微观导热机理对测试结果进行了分析。结果表明:纳米板热导率分布在0.03~0.1 W/(m·K)区间,纤维板为0.055~0.25 W/(m·K);两种材料热导率均随着温度升高而增大,且规律均为先缓后急,不同的是,纤维板热导率在300℃以后开始急剧增大,而纳米板在550℃之后才开始较快增长;纳米板整体上升趋势缓于纤维板,温度越高,两者热导率差异越大。分析认为纳米尺寸的固体颗粒及内部气孔是纳米板拥有低热导率的关键因素。 相似文献
280.
分别采用了MgO、YSZ和Al2O3三种陶瓷粉体和一种含隔热瓦本体成分的粉料对陶瓷隔热瓦缺陷进行修补。研究了修补前后材料的微观形貌、力学及隔热性能。结果表明:采用含隔热瓦本体组成的粉料对陶瓷隔热瓦进行修补,修补部位与本体部位相容性好,且微观形貌相似,仍保持纤维搭接的多孔空间网络结构;修补后试样密度0.24 g/cm3、室温热导率0.044 W/(m·K)、压缩强度0.58 MPa;1 200℃、30 min热处理后,修补部位与本体部位结合性好,未出现裂纹、凹陷等缺陷,是有效的缺陷修补方法。 相似文献