气凝胶隔热材料在空间探测领域研究与应用进展

气凝胶材料具有纳米颗粒组成的骨架结构,形成独特的纳米尺度孔洞,密度和热导率极低,可以节省航天器空间和质量资源,是空间探测领域极端低温和高温温度环境（-230～1 800℃）下优选的隔热保温材料。本文详细综述了气凝胶材料在国内外航天器中装置隔热、空间电源保温、低温储箱保温以及星际宇航服等领域应用进展,并对气凝胶在空间探测中的未来发展进行了展望。     

刚性隔热材料的力学性能

采用纤维烧结法制备了刚性隔热材料,研究了材料密度、纤维取向、测试温度、与气凝胶复合等因素对材料力学强度的影响规律.结果表明:隔热材料力学强度随着密度的提高而增加;隔热材料平面方向拉伸和压缩强度均达到厚度方向的4倍以上;800和1 000℃下,材料的压缩强度保持率分别达到90%和50%;与气凝胶复合后隔热材料在拉伸强度维持不变的情况下,压缩强度增加35%以上.     

SiO_2气凝胶材料的制备、性能及其低温保温隔热应用

由于SiO2气凝胶独特的纳米多孔结构,使其具有诸多其他材料所不能比拟的优异性能,比如极高的孔隙率和比表面积、极低的热导率及密度等特性。这些优异的性能使得SiO2气凝胶在高效保温隔热、隔声等领域具有极大的应用潜力。本文阐述了SiO2气凝胶的溶胶-凝胶制备过程及其机理,分别对SiO2气凝胶的热学、力学、光学和疏水性能的研究进展进行了概述,同时分析了气凝胶的微观结构与上述性能之间的关系,并介绍了SiO2气凝胶在低温保温隔热领域的应用现状和前景。     

硅酸钙复合纳米孔超级绝热板材的研制

以正硅酸乙酯为硅源,利用溶胶-凝胶法制备SiO2气凝胶先驱体,而后采用真空浸渍工艺将SiO2气凝胶先驱体与硬硅钙石复合,最后经超临界干燥技术制备出了硅酸钙复合纳米孔超级绝热板材。研究了硬硅钙石密度、浸渍真空度、气凝胶原料配比对硅酸钙板材增重率的影响。结果表明,增重率随硬硅钙石密度的减小而增大,但随浸渍真空度和气凝胶原料配比中正硅酸乙酯的增加而增大。对制得的超级绝热板材进行了X射线衍射、扫描电镜、孔径分布等测试;结果表明,这种材料具有纳米孔结构特征(平均孔径为9.1 nm,孔径小于50 nm的孔超过80%,其他都在80 nm以内),常温常压下热导率为25 mW/(m.K),匀温灼烧试验(1 273 K)的线性收缩率仅为1%,并且无贯穿裂纹。因此有望用作航天飞机的隔热瓦,具有潜在的航天应用前景。     

气凝胶隔热材料制备及航天热防护应用研究进展北大核心CSCD

我国航天事业的不断发展对航天器热防护材料提出了更高的要求,气凝胶作为一种纳米网络多孔材料,因其纳米尺度效应,具有超级隔热性能,是近年来超级隔热材料研究的热点和前沿。本文以航天热防护应用为背景,综述了气凝胶隔热材料近十年来的研究进展,包括无机氧化物气凝胶、有机气凝胶、炭气凝胶、碳化物气凝胶隔热材料等,以及其制备方法、隔热性能和热防护应用现状,结合当前航天领域需求和气凝胶隔热材料研究的难点问题,提出气凝胶隔热材料的未来发展方向。     

SiO_2-C复合气凝胶的制备及其结构

以间苯二酚(R)和甲醛(F)为碳源,以3-胺丙基三乙氧基硅烷(APTES)为硅源,一步溶胶一凝胶法简单快捷地合成了SiO_2-RF复合气凝胶,高温碳化后得到SiO_2-C复合气凝胶,并用扫描电镜、比表面分析仪对所得样品的结构进行了研究,并讨论了不同投料比对气凝胶结构的影响.结果表明碳化前,投料比APTES/R=1时,所得气凝胶具有最大的比表面积(S_(BET)=606.1 m~2/g),碳化后,由于体积收缩和酚醛热解产生新孔隙双重因素的影响,投料比AFTES/R=1/2时样品的比表面积达到最大(S_(BET)=704.2 m~2/g).     

氧化硅气凝胶粉体材料力学性能的多尺度模拟

基于氧化硅气凝胶粉体材料内部的微结构特征,建立了能反映其特征结构的多尺度力学模型,利
用分子动力学方法模拟了氧化硅气凝胶的纳米多孔结构和拉伸性能,进一步利用离散元方法模拟了粉体材料
的模压成形和多轴压缩应力-应变曲线。分子动力学模拟表明,气凝胶密度越低,其分形维数越小。此外,离
散元模拟表明,氧化硅气凝胶粉体材料的弹性模量比对应的氧化硅气凝胶弹性模量低,压缩强度比对应气凝胶
的拉伸强度高;随着围压的增加,氧化硅气凝胶粉体材料的压缩强度增加。     

有机基团改性SiO2 气凝胶研究进展

总结了有机基团改性SiO2 气凝胶的国内外最新研究进展,重点评述了接枝法和引入法改性SiO2气凝胶的原理、方法及材料性能特点,并对改性SiO2 气凝胶的未来进行了展望。     

溶胶共凝法制备准连续密度梯度SiO2气凝胶

针对气凝胶在航空航天领域的应用需求,为了进一步拓展单一密度气凝胶的应用范围,对密度梯度SiO2气胶的制备进行了研究.采用自建密度梯度制备成型装置,以正硅酸乙酯为有机硅源,经溶胶共凝工艺,结合CO2超临干燥技术,获得密度范围在60~160 mg/cm3的准连续密度梯度SiO2气凝胶.采用光学显微镜、扫描电子显微镜、X线相...     

长尾喷管气凝胶隔热层结构设计

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。     

热处理对纤维增强SiO2气凝胶性能的影响

采用溶胶一凝胶法制备了纤维增强SiO_2气凝胶隔热材料,对基体SiO_2气凝胶及复合材料进行不同温度的热处理.利用扫描电镜、比表面积和孔径测试仪和导热仪等手段对处理后材料的微观结构和常温隔热性能进行表征.结果表明:复合材料经低于700℃处理后,材料基体的微观结构略有变化,常温隔热性能基本保持不变;经1000℃处理的纳米结构发生了烧结、纳米孔含量减少,常温隔热性能显著降低.     

低密度气凝胶复合材料的火星环境适应性研究

针对航天器的使用要求,研制了密度≤30 kg/m~3轻质高效的二氧化硅气凝胶复合材料。针对深空探测的应用环境,对低密度气凝胶复合材料在不同条件下的热导率、热循环、热真空和电离总剂量等环境试验进行测试。结果表明,低密度气凝胶复合材料服役温度可达到-145～85℃,在1 kPa CO_2气氛下热导率可达到6.6 mW/(m·K)。获得了不同气氛和不同温度条件下以及同种气氛、不同压力条件下低密度气凝胶复合材料的热导率变化规律,并测试批次性材料热导率,结果表明批次热导率稳定性良好。热循环、热真空和电离辐照试验前后热导率和尺寸收缩率均未变化,表明低密度气凝胶复合材料在深空环境下保持良好的结构和稳定的隔热性能。     

新型轻质隔热、透波Al-B-O 陶瓷的研究进展

Al5BO9、Al4B2O9等Al-B-O体系硼莫来石陶瓷具有低密度、低热导率、宽带隙等优异性能,在飞行器的隔热、透波、热密封等领域具有广泛的应用前景。本文系统介绍了这类新材料的结构、性能和制备方法。在理论计算方面,介绍了基于密度泛函理论的第一性原理计算对Al-B-O体系材料晶体结构、力学和热学性能的预测;实验方面,总结了固相反应、熔盐法、溶胶-凝胶法、热分解法和水热法等制备方法和力学、热学等实验结果,并讨论了该体系化合物的应用现状及未来发展方向。     

相变材料热控系统内部接触热阻的辨识方法研究

在相变材料热控系统的吸热融化过程中,由于材料与容器壁面之间的空穴效应形成的接触热阻,将对熔化传热形成阻尼效应。采用反演热传导反问题的方法,将参数辨识中的灵敏度法和共轭梯度法应用到实验,建立了一种可用于材料熔化过程界面稳态和瞬态接触热阻的辨识方法。模拟辨识与初步应用表明：辨识方法计算精度高、稳定性好,为精细化分析相变材料热控系统中的熔化吸热过程奠定基础。     

A mesh optimization method using machine learning technique and variational mesh adaptation

Computational mesh is an important ingredient that affects the accuracy and efficiency of CFD numerical simulation. In light of the introduced large amount of computational costs for many adaptive mesh methods, moving mesh methods keep the number of nodes and topology of a mesh unchanged and do not increase CFD computational expense. As the state-of-the-art moving mesh method, the variational mesh adaptation approach has been introduced to CFD calculation. However, quickly estimating the flow fi...     

航空复合材料构件精确制造技术探讨及应用

随着军用航空器对作战效能比和民用航空器对燃油经济性要求的不断提升,以碳纤维增强树脂基复合材料为代表的轻量化高性能材料得以在航空器上广泛应用。国内外许多专家、学者对树脂基复合材料构件制造过程进行了大量的研究。复合材料成型工装制造时,应减少支撑块,并使用Invar钢制造的成型工装来提高复合材料构件的制造精度。在复合材料构件成型时,过低的固化压力会造成复合材料构件内部缺陷,低的升温速率和降温速率能够减少温度梯度对复合材料构件变形的影响。通过对工装补偿和优化成型工艺参数来实现盆形零件的精确制造。     

碳纤维复合材料锥形壳体成型技术初探

通过浇注体、复丝和容器性能测试,较系统地研究了高性能低粘度的树脂基体配方,探讨了锥形壳体的成型工艺条件,初步研究了容器纤维含量的精确控制方法,摸索了湿法成型壳体表面的处理技术。用国产碳纤维缠绕的锥形容器ＰＶ／Ｗ值达３０．６ｋｍ,环向纤维强度转化率达７８．２％,实验结果表明,该工艺路线是可行的。     

陶瓷纤维梯度增强活塞的梯度方程研究

 功能梯度材料零件具有单质材料零件无法比拟的理化性能优势,然而由于材料分布复杂以及对功能梯度材料本身性能研究不充分,使性能分析存在很多困难。论文应用复合材料热性能理论,采用有限元分析软件ADINA,分析陶瓷纤维梯度增强活塞（材料梯度方程的参数不同）的温度分布和应力分布,结果表明陶瓷纤维梯度层可以明显改变活塞温度分布,缓和由于热膨胀系数不匹配,在陶瓷纤维增强层与活塞本体交界处产生的应力。根据计算结果拟合出温度峰值、整体应力峰值和层间应力峰值与方程系数之间的曲线,并加以验证。     

高可靠度TC17基复合材料叶环破裂转速预测技术研究

为了建立安全可靠预测TC17基复合材料叶环破裂转速的方法,尽快实现其工程应用,开展了SiC连续纤维增强TC17基复合材料叶环结构破裂转速预测技术研究。测定了复合材料叶环成型过程所导致的TC17基体力学性能变化规律,仿真分析了由于热不匹配导致的热残余应力对复合材料叶环强度的影响。考虑复合材料试棒和叶环结构的差异,建立了基于复合材料试棒拉伸强度极限的高可靠度复合材料叶环破裂转速预估准则。完成了复合材料叶环强度试验件设计、制备和试验验证,并对试验件进行了断口分析。结果表明：复合材料叶环成型后,TC17基体合金本构模型将发生改变,其屈服和拉伸强度都有较大程度的下降,强度分析时应予以考虑。复合材料叶环成型工艺所导致的叶环热残余应力使得复合材料增强芯的同一半径处的周向应力沿轴向产生了梯度,其周向和径向最大应力均有明显降低,还导致叶环残余变形最大位置发生了变化。在旋转试验过程中,应变实测值与仿真结果相近。断口分析结果证明本文研究的复合材料叶环结构实际破裂模式为周向破裂,与所建立的仿真方法和评估准则预测的破裂模式一致,且破裂转速的预测精度较高,并保证了设计的安全性,可满足工程应用需求。