1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究

文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验。另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%。     

1700℃高温、有氧及时变环境下隔热性能试验研究

针对高超声速飞行器面临极端高温热环境、飞行器外壳单侧面受热以及温度历程非线性时变的特点,自行设计并建立辐射式极端高温氧化环境下的单侧面试验加热装置,实现了1700℃高温有氧环境下对高超声速飞行器热防护材料的隔热性能试验测试。同时,对轻质陶瓷材料试验件和新型陶瓷、纳米材料复合结构在高达1700℃的高温氧化环境下的隔热性能进行试验测试,并对不同材料及其组合模式进行对比分析,优选高效能的隔热方案,发现陶瓷、纳米材料复合结构试验件比单层轻质陶瓷材料试验件的隔热效果提高了约50%。另外,生成了极端高温非线性时变热环境,并进行相应的隔热性能试验。通过建立极端高温、有氧、单侧面加热、非线性时变热环境试验系统及其实际应用研究,为高超声速飞行器的热防护设计提供重要的试验手段。     

复合型外防热材料性能研究

介绍了一种用于复合材料发动机壳体飞行过程中气动加热的防护材料。该材料由多种材料复合而成,具有隔热、结构、烧蚀等功能。采用石英灯静态加热实验、电弧风洞烧蚀实验对其背壁温度及烧蚀状态进行考核验证。结果表明,防热材料密度小于1.0 g/cm3,4mm厚材料风洞实验后使表面820℃以上的基材温度降至118℃,表面烧蚀结构完整,该材料可用于复合材料壳体的外热防护。     

纤维增强陶瓷在再入防热结构上应用的探索研究

对纤维增强陶瓷在辐射防热结构中充当外部辐射蒙皮的特性进行了评估。以返回式卫星和飞船典型的力学环境和热环境为依据。对碳纤维增强石英进行了试验研究,包括小平板再入热模拟试验、大型热结构件的常温振动、常温冲击、低温振动、低温冲击和再入加热等项目。一系列试验证明,碳纤维增强石英既保留了陶瓷耐高温、隔热好的优点,又克服了陶瓷固有的脆性,因此,在返回舱上做防热材料颇具潜力。     

树脂基防热材料烧蚀性能表征的探讨

采用氧-乙炔烧蚀试验研究了传统炭布增强酚醛(钡酚醛)、硼改性酚醛及聚芳基乙炔三种防热材料(C／BaF、C／FB、C／PAA)的烧蚀性能。结果表明，这三种材料的质量烧蚀率和基体树脂的耐热性能一致，数据变异系数Cv较小(7．1％-13．8％)，可作为评价烧蚀材料烧蚀性能的重要指标；线烧蚀率数据的离散系数较大(23．9％-232．5％)。C／BaF和C／PAA材料出现了负的线烧蚀率现象，因此线烧蚀率不适宜作为评价2D树脂基防热材料烧蚀性能的指标。采用质量烧蚀率和烧蚀因子可较好地表征和比较烧蚀材料的烧蚀性能。     

星际航天服新型防热材料研究

本研究的对象是柔性纤维骨架的气凝胶复合材料,研究目的是开发未来月球火星航天服的防热材料。在高、低真空状态下,骨架纤维硅气凝胶复合材料（FSACF）的高柔性和良好的防热属性使之成为未来航天服最有可能使用的候选防热材料。本文首先介绍了保持热性能的情况下这些气凝胶复合材料的耐久性（机械循环测试）研究。研究显示,在25万次机械弯曲循环测试之后,其中一些气凝胶材料保持了大部分防热性能。本文也调查了将这些柔性气凝胶复合材料整合入目前航天服部件中的问题。对不同类型气凝胶航天服部件方案进行热传导性评估,以确定在月球和火星环境下,可能具有最佳总热性能的防热敷层概念。还讨论了应用这些气凝胶材料,减轻硅材料受灰尘污染问题的潜在解决方案。     

航天器热防护材料不同边界条件下的隔热性能试验研究

通过试验检测热防护材料或结构的隔热能力是航天器与高超声速飞行器安全可靠性设计中不可缺少的重要环节。为获知隔热性能试验中3种不同边界条件下（试验件竖直放置,水平放置散热面向下,水平放置散热面向上）平板试验件散热面温度的差异,建立3种热试验装置,对轻质隔热材料进行不同温度条件下的隔热性能试验测试（散热面敞开）。试验结果表明：试验件水平放置散热面向下时的散热面温度最高;水平放置散热面向上时的散热面温度最低。当热面温度为1000 ℃时,1800 s后,水平放置散热面向下比水平放置散热面向上时的散热面温度高19.7%;试验件竖直放置比水平放置散热面向下时的散热面温度低2.3%。数值模拟结果与试验结果一致性良好,验证了试验结果的可信性和正确性。研究结果可为航天器与高速飞行器热防护系统设计及试验方案的确定提供重要参考依据。     

运载火箭尾段防热/承载一体化热防护系统设计及性能分析

先进热防护技术是可重复使用运载火箭研制的关键技术之一,具有高结构效率的防热/承载一体化热防护系统是运载火箭极具潜力的备选热防护方案。本文系统地总结了可重复使用运载火箭尾舱段防热和承载两方面的设计要求,设计了一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护系统。开展了运载火箭尾段一体化热防护系统设计,进行了代表性单胞结构的高温环境地面试验,揭示了复合材料一体化热防护系统的防隔热机理。同时施加力学和热流载荷,利用有限元方法对运载火箭尾段进行了热力耦合分析,获得了尾段结构的温度场、应变场和应力场。结果表明:在典型载荷工况下一体化热防护系统内壁温度保持在89.2℃以下,内部最大应力不超过9.53 MPa,安全系数达到1.89。     

导流锥防热材料的改进

为解决导流锥的质量问题 ,对原工艺方案进行深入的剖析 ,从材料的配制、模具设计、模压方式、固化成型等影响导流锥加工质量的主要因素入手 ,完成了对导流锥防热材料的改进。获得了耐烧蚀、耐冲刷、刚性好、强度高的热防护零件 ,提高了导流锥批产合格率 ,稳定了产品的质量。     

有机硅橡胶隔热垫的隔热性能研究

以无碱超细玻璃棉、室温硫化硅橡胶、气相法白炭黑、氧化铁、羟基硅油等为原材料,制备了一种有机硅橡胶隔热垫。该种有机硅橡胶隔热垫具有较低的导热系数和良好的隔热性能。     

小尺寸高温透波盖板双温区边界隔热性能试验研究

针对小尺寸高温透波盖板迎风面和上表面需同时满足不同热环境的要求,研究使用一组红外辐射加热试验设备,同时进行双温区边界条件下的非线性气动加热环境等效模拟试验。在辐射换热条件下,考虑试件结构导热及周围介质换热影响,采用数值模拟方法对试验方案进行可行性分析。参照计算结果,使用石英灯高温辐射加热设备,对试件进行隔热性能考核试验,完成了双温区边界条件下的热环境加载试验。试验数据与数值模拟结果吻合度较好,验证了数值模拟方法的可信性和有效性。     

防热复合材料的烧蚀机理与模型研究

烧蚀材料在高温环境中因物理、化学和力学因素造成质量损失，影响其性能。建立相应的热化学和热力学烧蚀模型，分析其传热特性和力学性能的演化规律，建立材料的热毁损判据，是复合材料防热结构设计所面临的重要问题。本文综述了近年来文献中对炭基复合材料烧蚀机理的研究，并对几种烧蚀模型进行了评价。     

充气式再入航天器结构参数优化及防热试验工程方法

用工程算法对充气式再入航天器的全展开半径,半锥角,刚性头锥半径与全展开半径之比三个方面的参数进行了优化计算,获得同时满足航天器质量,刚性头锥及柔性防热系统温度约束条件的充气式再入航天器的设计方案,计算得到了优化设计方案整个再入过程的外热流密度和温度变化规律,并且通过与文献中数据对比,验证了文中工程算法的正确性。针对再入过程的外热流密度和温度条件,参考充气式再入返回试验(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型防热材料,设计不同的柔性防热系统结构试验件。最后,通过热冲击试验,得到了各试验件冷端的温度响应,验证了各试验件在再入温度条件下防热性能。文章提出的柔性防热系统结构的改进方向,可为充气式再入航天器的设计分析提供参考。     

纤维增强陶瓷在再入防热结构上应用的探索研究

对纤维增强陶瓷在辐射防结构中充当外部辐射蒙皮的特性进评估。以返回式卫星和飞船典型的力学环境和热环境为依据。     

轻质碳-酚醛防热材料缺陷类型及影响分析

文章研究了一种新型的烧蚀防热材料——纤维增强纳米多孔轻质耐烧蚀材料的缺陷类型及形成机理。通过对材料的成型工艺、力热性能以及微观结构形貌状态的研究,确定了材料成型过程中可能形成的缺陷类型及其对产品力热性能的影响,并给出了材料的检测方法及合格判据。所得结果可为其他大尺寸整体成型的纳米增强防热材料产品提供检测依据。     

使神号航天飞机的防热系统

法国使神号航天飞机的防热系统借鉴了美国航天飞机的经验,但又有自己的特点。本文概括介绍了使神号的气动加热与防热系统的优化设计,以及防热方案与防热材料选择的近况,并评价了各类防热方案,特别指明了陶瓷复合材料盖板+多层反射层防热系统和陶瓷复合材料热结构的优点,最后给出了使神号上可能采用的防热系统分布图。     

载人飞船舷窗防热与密封结构的设计与试验

讨论了研制中国载人飞船舷窗防热和密封结构的几个技术难题:1)保证舷窗在返回的高温环境中防热与密封可靠;2)保证窗玻璃材料与周围防热材料烧蚀同步,避免出现局部干扰热流;3)进行多种异质材料,包括透明材料组成的复杂结构温度场的分析计算;4)通过地面模拟试验准确地预测实际飞行条件下舷窗的防热与密封性能。文章阐述了解决这些难点的主要方法和结果。神舟一号至神舟六号的飞行成功表明,舷窗结构的防热和密封性能良好,同时,也给舷窗防热与密封设计技术做了多次飞行验证。     

微重力下超导材料的试验研究

利用我国返回式卫星进行超导材料的空间加工实验,自1987年我们首次在世界上完成到现在已进行了五次,先后进行了 YBCO;BPSCCO;YICO Ag_2O;YBCO 薄膜等材料的空间热处理实验和重熔再结晶实验。文章总结报道了前四次搭载实验情况,(’93年搭载实验因卫星故障未能完成回收)。YBCO 和 BPSCCO 超导材料在空间微重力条件下加工试验表明:空间处理样品在超导电性上变化不大,零电阻温度和超导起始转变温度基本相同;但空间处理条件对样品的微观形貌,晶体内部结构,组份和相结构有较大影响,具体说空间微重力条件下处理的超导材料样品组份较地面样品分布均匀;晶粒生长较大且呈有序性;XRD 谱图分析表明空间样品具有较纯的超导相;空间真空环境对超导材料加工处理的主要影响表现为 YBCO 材料的失氧效应,所有这些特点对研究超导形成的机制和改善超导材料的地面处理工艺具有很大意义。     

柔性和刚性材料自修复技术在轨试验设计

微流星体和空间碎片的撞击会导致航天设备的材料发生微裂纹和/或穿孔等破坏,所造成的潜在危险是载人航天面临的巨大挑战之一。对此,空间环境下的材料自修复技术可能是一种有效的解决手段。文章开展柔性和刚性材料自修复技术的在轨试验设计,以针刺模拟自修复材料被击穿,用相机记录试件内部液体流出后受紫外光辐照迅速固化以修复损伤的自愈合过程及修复时间,测试材料修复后的物性指标等。本研究可推动柔性和刚性材料自修复技术在载人航天领域的发展与应用。     

纳米材料对环氧648树脂空间环境性能影响的试验研究

文章用试验方法研究了纳米粒子对环氧648树脂空间环境性能的影响，主要空间环境模拟试验包括真空挥发、电子辐照、常压冷热循环和热真空试验等。纳米Ti02、SiO2的加入能大幅度降低环氧648树脂的空间出气性能。树脂的冲击强度和弯曲强度分别提高35％和20％，电子辐照后性能变化不大，常压、真空热循环后性能有所降低，添加纳米材料的有些性能还有所增加。