共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
2.
张宗强%匡松连%尚龙%华小玲 《宇航材料工艺》2007,37(6):29-31
介绍了不同再入飞行器热防护材料的特点,指出长时间飞行器对防热层的要求。通过纤维织物改性和树脂基体改性研制了新型防隔热材料,并进行了性能测试和研究。结果表明:新型改性纤维/酚醛复合材料比传统的树脂基防热材料具有更好的隔热性能和抗烧蚀剥蚀性能,能够满足中低焓值、较低热流、烧蚀时间较长(300~700s)防热部件的防隔热要求。 相似文献
3.
为解决高速飞行器飞行过程中剧烈的气动加热问题,以“高温防热层+隔热缓冲层+核心隔热层”顺序设计的一体化多层热防护结构的传热过程为研究对象,建立了高温环境下热防护结构内部一维非稳态导热-辐射耦合传热模型,通过数值模拟计算得到了高温环境下热防护结构各层的温度分布。利用不同热防护材料的隔热性能差异,针对构建的热防护结构,提出了在满足一定约束条件下,以轻质多层热防护结构总质量和总厚度为目标函数的优化设计方案,得到了多层结构的最优几何参数,并通过实验考核了优化后热防护结构的防隔热性能。实验表明:该结构可耐受1 473 K的高温1 800 s而背温不超过370 K。 相似文献
4.
热防护设计分析技术发展中的新概念与新趋势 总被引:2,自引:1,他引:2
热防护材料/结构是实现临近空间飞行器高速飞行的一项关键技术,近年来一些新的设计与分析方法不断涌现。本文对这些新的设计与分析方法进行了论述,综合分析后可以看出:热防护材料设计开始从原子、分子尺度出发,根据使用需求设计材料,并发展主动防护与控制环境技术;热防护结构设计在原有防热/承载一体化设计基础上,向多元化以及多功能一体化方向发展,同时积极发展新机制热防护概念设计;热防护分析方法更加注重复杂真实服役状态下多尺度、多物理场及非确定性的精细化分析。这些新概念和新技术有望给热防护技术带来革命性的进步。 相似文献
5.
通过简便、高效的方法合成了硅氮化合物,以此为固化剂,分别完成了轻量化组元和烧蚀维形组元研究,最终获得了热稳定性优异、高温下尺寸稳定性高、抗烧蚀性能好的可重复使用飞行器用低密度防热涂层。结果表明,该防热涂层经过有限次静态烧蚀,密度、质量保留率均趋于稳定,力学性能能够满足使用需求。涂层经过高达10次石英灯烧蚀考核,防隔热性能无下降;经过5次风洞烧蚀考核,防热涂层抗烧蚀、防隔热性能无下降,进一步证明该种防热涂层经过有限次重复使用,仍能够对飞行器起到良好的热防护作用。 相似文献
6.
常见高性能热防护材料的力学性能较为薄弱,这成为了飞行器热防护系统发展的瓶颈。因此,如何设计热防护材料,使其具有良好隔热效果同时兼具足够的承载能力,成为当前的研究热点。本文针对碳/碳多孔防热复合材料进行了单轴压缩实验,获得了其压缩应力—应变曲线,研究了其压缩变形特征及相应的失效模式,并通过SEM观测变形前后的材料细观结构,分析了材料内部的细观变形机制,也为进一步建立表征材料内部细观结构特征的有限元模型和进行数值模拟研究奠定了实验基础。实验结果表明:材料内部纤维主要沿面内随机分布,呈现出明显的分层现象。受其结构的影响,该材料面内方向力学性能比厚度方向优越。 相似文献
7.
8.
夏刚%程文科%秦子增 《宇航材料工艺》2003,33(6):1-6
讨论了充气式再入飞行器对柔性热防护系统的具体要求,归纳了柔性热防护系统设计的一般准则。概述了柔性热防护系统在充气式再入飞行器中的应用现状,并指出在多层隔热毡(MLI)外表敷设耐高温涂层是柔性热防护系统的理想方案。介绍了柔性热防护系统的材料技术,指出轻质、柔性和耐高温是柔性热防护材料的主要特征,并建议在充气式再入飞行器的总体设计过程中采用Nextel312作为主要候选材料来完成相应的热防护设计。 相似文献
9.
10.
11.
大推力着陆发动机高温热防护技术对火星着陆任务安全至关重要。基于多级热辐射反射结构的常规发动机高温隔热屏在火星大气环境中使用时,因内部气体换热导致隔热性能显著衰减。为解决这一问题研发了一种基于气凝胶隔热材料的新型发动机热防护装置。根据火星探测工程任务服役环境防隔热需求,建立了考虑低压气氛与高温热流边界影响的瞬态传热模型,开展了新型隔热系统的外形锥度、隔热层厚度等关键结构参数的优化设计,通过三维瞬态仿真分析及与发动机联合试车地面试验验证了设计有效性。气凝胶热防护装置成功应用于天问一号火星着陆巡视器,实现了对着陆发动机1 500℃超高温的有效屏蔽。对在轨遥测数据进行反演分析,提出了基于气凝胶材料的高温隔热设计的优化改进方向。 相似文献
12.
高速再入飞行器通常采用烧蚀防热材料作为外表面大面积的热防护材料。本文对两种蜂窝增强低密度硅基烧蚀防热材料的力学性能、热物理性能和烧蚀性能进行了测试,并结合试验结果对烧蚀机理进行了研究分析。结果表明,材料的密度越高、拉伸强度就越高,但拉伸模量相近;两种材料的隔热性能参数都较低。两种材料在不同热流密度条件下的电弧风洞烧蚀后退速率都较低,在部分烧蚀条件下有轻微膨胀。两种材料的烧蚀背温都较低,烧蚀表面形貌良好,能满足设计指标要求,是一种适用范围较广的烧蚀防热材料。 相似文献
13.
防热涂层材料热防护性能预测 总被引:4,自引:1,他引:4
预测防热涂层热防护性能有三个技术关键:即描述三层结构热响应守恒方程的建立,三层结构热物理性能的确定以及防热涂层表面边界条件的建立,本文用租糙度测量仪测量了表面形貌,表面等高面和表面粗糙度曲线,为建立防热涂层热防护性能的物理模型提供依据。利用参数辨识灵敏度法对防热涂层材料导热系数进行参数估计,取得了有用的结果。分析不同工艺的表面烧蚀特性,建立了三种表面边界条件。本文讨论了涂层材料在加热过程中出现的三层结构的吸热机理,建立不同层反映不同功能的守恒方程。给出了防热涂层热防护性能预测与试验结果的比较,比较的结果是满意的。 相似文献
14.
三、轨道器密封热防护材料(一)对密封结构和材料的要求由于轨道器在上升和再入阶段经受气动加热,除要求大面积热防护外,在窗口、舱门、机翼控制面活动部位、各种不同结构、不同热防护材料相接处亦均需采用不同型式的热静(或摆动)密封结构和材料,来防止结构过热或热流进入舱内。同时,还要考虑到轨道器空间轨道飞行时所遇到的低温低压环境对密封的影响。轨道器密封结构和材料的主要要求如下: 相似文献
15.
高速飞行器对结构效率的苛刻要求使得热防护系统不断趋于向轻质化、集成化方向发展,新型的力热耦合一体化热防护系统(ITPS)极具发展潜力.首先阐释了一种新型一体化热防护方案的概念与特点,总结了一体化结构设计的基本原则,数值分析了结构参数对背面温度响应、屈曲临界载荷的影响,结果表明腹板厚度对背面温度以及屈曲临界载荷的影响最大.然后设计并加工制备了ITPS的面板与单胞试验样件,分别展开了800℃的高温防隔热性能试验考核和屈曲性能的力学试验研究;试验表明腹板结构是引发热短路效应和屈曲的关键因素,屈曲试验与模拟结果吻合,高温屈曲分析表明温度梯度对屈曲特征有较大影响. 相似文献
16.
气动热预测技术是制约高超声速飞行器发展的关键技术之一.飞行器在高速飞行过程中,气动加热对其结构强度影响显著,严重时甚至可能导致结构损伤,因此,为保障飞行器飞行安全,必须采取有效的热防护措施,而掌握气动热变化规律是合理设计高超声速飞行器热防护措施的基础,它对于飞行器结构设计、材料选择均有重要的指导意义.本文从试验、工程计... 相似文献
17.
以轻质化为前提,基于烧蚀防热借助于溶胶-凝胶技术制备出低密度防热/隔热/隐身一体化复合材料(HRC),有效地融合了烧蚀防热、高效隔热和宽频雷达隐身的功能。实验结果表明,多壁碳纳米管(MWNT)吸波剂均匀分散在杂化酚醛气凝胶骨架中,随着添加量的增加,HRC材料平均孔径减小,力学强度得到显著提升,添加5.0wt%MWNT的HRC与未添加相比压缩模量提高1.8倍。同时,MWNT的引入显著增加了HRC的雷达吸波性能,在4 ~ 18 GHz内反射率<-8 dB。地面风洞考核中,HRC表现出优异的防隔热性能,最高表面温度达到1 700 ℃左右,经过400 s烧蚀后最大背面温升(20 mm)仅为153℃,近零体积烧蚀,烧蚀后仍保持着优异的宽频雷达吸波性能。 相似文献
18.
可重复使用航天器的热防护系统概述 总被引:7,自引:0,他引:7
叙述了可重复使用航天器的热防护系统设计原理,介绍了各种航天器防热材料和3种热防护系统;结合国外热防护系统的典型应用,对我国热防护系统的发展提出了几点建议。 相似文献
19.
固体火箭发动机长尾喷管外围通常放置舵机等控制系统,为了满足控制系统的工作温度要求,设计了一种用于长尾喷管段的新型热防护复合结构。长尾段隔热层采用具有低热导率、低密度特点的二氧化硅气凝胶材料。首先建立了气凝胶材料热导率计算模型,并对高温环境气凝胶材料导热性能进行测试。随后结合气凝胶材料热导率计算,建立了长尾喷管的热防护复合结构模型,并对喷管热防护结构模型进行了瞬态传热分析和力学性能分析。结果表明,喷管热防护结构设计满足材料力学性能。在发动机工作20 s后气凝胶材料可以将喷管的长尾段外壳壁面温度控制在320 K以下。相较于传统的高硅氧酚醛隔热材料,气凝胶材料隔热效果表现更优,且可以有效减少喷管热防护结构的消极质量。 相似文献