某再入回收卫星头部防热材料及工艺

一、使用要求1.防热材料的作用某再入回收卫星,它的头部防热层包括前端头和后端头。防热层的作用是:抵御卫星在再入大气层时所产生的几千度以上的高温,保证卫星在空中高、低温交变情况下正     

轻质烧蚀防热材料结构组成对烧蚀形貌的影响

采用石英灯烧蚀试验对研制的一种轻质烧蚀防热材料在不同防热结构下的烧蚀形貌和隔热性能进行了研究。结果表明:不同的防热结构形式,轻质烧蚀防热材料的烧蚀形貌不同,防热结构的纵向温度梯度和面内温度梯度均影响轻质防热材料的烧蚀形貌,温度梯度越小,热量在材料表面积聚越严重,因此表面碳化特征越明显。在不同材料的面内组合状态下,轻质烧蚀防热材料可实现与较高密度材料的匹配烧蚀,说明其烧蚀防热效率较高。在防热结构设计时,可综合考虑其面密度和烧蚀形貌,合理利用防热结构组成,实现高效防隔热和轻量化设计。     

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。     

辐射/ 烧蚀交替型柔性防热复合材料

通过优化防热方式,提高柔性防热材料的烧蚀防热性能,设计制备了一种辐射/烧蚀交替型柔性防热材料,该柔性防热材料由多层复合防热布叠合构成,复合防热布是一种烧蚀体表面附着辐射层的复合材料,并通过氧乙炔烧蚀试验评价了其热防护性能。通过辐射层表面处理方法提高辐射层与烧蚀层的粘接性,用T型剥离试验、SEM评价了其粘接性能。结果表明,较烧蚀型防热材料,辐射/烧蚀交替型柔性防热材料具有更优异的热防护性能,烧蚀后防热层完好数更多,背温更低;表面处理方法可有效提高剥离强度,在处理剂浓度为5%时,效果最佳。     

航天飞机用刚性陶瓷瓦防热材料发展概况

本文介绍及评述了全石英纤维防热瓦材料(LI)、具有代表性的FRCI材料、HTP及AETB四个系统的防热材料,并介绍了贴面组合结构的陶瓷防热材料和薄壳结构的防热材料等多组元组合结构防热材料的试验研究动向。     

基于有限元方法的防热瓦损伤分析

防热系统是可重复使用运载器安全飞行的重要保障,而对受损防热结构进行传热特性分析是实现其健康监控的基础.本文针对典型的可重复使用陶瓷防热瓦,建立其有限元传热学分析模型,在考虑气动加热、辐射散热以及防热瓦与飞行器蒙皮之间的传热三种因素的基础上,分别模拟了单片防热瓦在正常情况和发生表面涂层损伤或冲击损伤情况下的传热情况,并进一步分析了两种损伤对于防热瓦温度分布的影响.结果表明,冲击损伤对防热瓦的影响比表层损伤明显严重,可能导致防热瓦底层结构的温度过高而产生严重后果.本文在讨论相应的损伤监测的测点布置原则后建议对防热系统进行多层次的温度监测.     

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。     

低密度烧蚀材料在神舟飞船上的应用

介绍了神舟号系列载人飞船返回舱防热材料的配方设计、成型工艺及性能情况,并与国外相关防热材料进行了对比,包括防热材料的类型、工艺及性能特点等,对返回舱用防热材料的发展进行了总结和展望.     

可重复使用热防护系统防热结构及材料的研究现状

在对国外有关各类航天器的防热结构和材料进行广泛调研的基础上，对陶瓷瓦、柔性毡、盖板等防热结构及材料进行了介绍，并总结了防热结构和防热材料的发展现状及趋势。     

新型耐烧蚀防热涂层在飞行器局部防热中的应用北大核心CSCD

本文针对一种新型耐烧蚀防热涂层在飞行器翼面局部防热中的应用进行研究。通过有限元分析方法对局部温度场及热应力变形情况的影响进行研究;同时对该新型防热涂层的抗剪切性能进行试验考核及微观形貌分析。研究表明:防热涂层的使用能够使飞行器翼面局部部位温度降低,减小材料变形,有效提高了材料的使用强度。通过发动机烧蚀试验考核,0.5 mm防热涂层的应用,能够在试样表面温度达到1006℃的情况下,背面温度降到147℃,烧蚀后表面形貌良好。该项研究为该防热涂层在飞行器局部防热的使用提供了参考。     

国外头部防热材料研制动向和碳—碳材料研究近况

美国战略核武器“民兵—Ⅲ”拟用MK12A取代MK12,MK12A头部防热材料是碳—碳复合材料。美国海军“三叉戟”的机动弹头MK500,也很可能系采用碳—碳材料作为头部防热材料。美国陆军认为反弹道导弹鼻锥经受极为苛刻严历的条件,碳—碳材料是可能满足这些条件的唯一材料。从1958年发现碳—碳材料以来,它的研制和应用已经经历了三个阶段,取得了极大进展。第一代碳—碳材料系三向正交细编碳—碳材料,增强剂大多采用高模石墨纤维,纤维排列推荐2—2—1和2—2—3,复合工艺发展趋向是先用化学气相沉积,然后浸渍、碳化、石墨化,浸渍剂趋向于用沥青。三向正交细编碳—碳材料已经克服了过去碳—碳材料所存在的严重各向异性问题。与七十年代初期3DMod3相比,机械性能与烧蚀性能等都有了显著提高与改进。     

我国深空探测领域防热材料的进展与需求

我国深空探测任务的不断发展对航天器的防热技术提出了更高的要求,而先进的防热材料是防热技术发展的重要支撑。本文主要针对月球探测返回任务和火星探测任务,重点介绍了我国在防热材料领域所取得的研究进展,并对未来以火星与小天体探测返回、火星大气制动、以及近日探测为代表的深空探测任务中防热材料的发展和需求进行了展望。     

炭化材料烧蚀防热的理论分析与工程应用

本文重点对炭化材料烧蚀防热的内部机理，即存在非平衡化学反应的热解气体扩散通过变孔隙度的多孔介质的瞬态传热、传质过程做了深入分析，并利用该方法对飞船返回舱头部的再入烧蚀性能进行了一维计算，通过与简化模型的计算结果比较表明：材料内部质量沉积和化学反应对烧蚀性能有较大影响。     

一种防热涂层的应用工艺

防热涂层对小型高速战术导弹结构实现先进设计和防热性能十分重要,而应用工艺直接关系到

其防热效能。本文通过对表面处理、底层涂料、填料分散、喷涂干燥等工艺的研究,使防热涂层附着力、防热性

能以及环境适应性均满足使用要求,最终确定了一种可靠的施工工艺方案。

     

国外航天运输系统防热系统,结构和材料的总体分析研究

对近年来国外航天运输系统包括飞船、航天飞机和空天飞机等的防热方案的选用方向、防热结构和防热材料的研究与应用以及发展方向进行了高度概括与分析，采用了新的分类方法，介绍了各种新型的防热系统、结构和材料。     

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...     

可重复使用热防护系统防热结构

本文简单介绍及分析了现用航天飞机轨道器热防护系统(TPS)防热结构和正在研制或计划研制的盖板式耐热承载防热结构,从未来的完全可重复使用飞行器的基本结构布局出发,指出,所谓可重复使用的 TPS,实际上限定于其整机的可重复使用性;现用航天飞机 TPS 防热结构应该是下一代或未来的可重复使用飞行器 TPS 的优选方案,盖板式耐热承载防热结构很可能只是部分应用,直至盖板材料及盖板式耐热承载防热结构完全成熟。     

航天飞机防热系统——材料的成就

航天轨道器系统,更确切地说,航天飞机是覆盖有防热材料的传统铝合金结构,防热材料的作用是为了再入时使其结构件温度不超过177℃。 那么防热系统的工作状况如何呢?洛克韦尔国际空间研究分部的专家们认为:“防热系统工作得比预想的还要好。在高级材料和加工工程协会的第27届国家讨论会上,克莱西和史     

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