一种新型热防护涂料研究

研究了一种用于超音速飞行器的新型热防护涂料。分析了涂层材料应具有的特性,在此基础上对作为基体的有机硅改性环氧树脂的性能进行了研究,并筛选了改进涂层材料力学性能和隔热性能的填料,最后研究了涂层材料的综合性能。研究结果表明,有机硅改性环氧树脂的拉伸强度达到9.38 MPa,断裂伸长率达到16%,热分解温在340℃~640℃;涂层材料具有良好的力学性能、热性能和烧蚀性能,其拉伸强度为7.1MPa,断裂伸长率为1.04%,附着力为498.4 N/cm2,比热容为1.627×103J/(Kg.K),导热系数为0.146 W/m.K,隔热性能参数为0.087kg2/(m4.s),氧-乙炔烧蚀的线烧蚀率为0.194 mm/s,质量烧蚀率为0.0729 g/s。     

GXTI-1微纳米微粒高效隔热复合材料的性能

设计正交试验,按照正交配比将A、B、C三种隔热功能填料与基体材料进行混合,制得高效隔热复合材料,测试了热性能以及力学性能,优选出最佳配比,分析了隔热机理。结果表明,隔热功能填料能有效地降低材料的热导率,当A、B、C的添加量分别为3%、5%和20%时,材料的热导率为0.056 W/(m·K),相比纯基体降低了69.6%(纯基体的热导率为0.184 W/(m·K)),隔热性能达到最佳。此外,材料的热稳定性也得到了提高,热分解温度达到508℃,相比纯基体提高了32℃。材料的力学性能下降,拉伸强度与撕裂强度分别为1.712 MPa和13.219 N/mm。另外,通过DSC测得高效隔热复合材料与CL-20炸药的相容性良好。     

充气式再入与减速系统用柔性热防护材料高焓风洞试验研究

为考察充气式再入与减速系统用柔性热防护材料的真实性能,文章根据前期的技术基础和各材料的技术参数,确定了柔性热防护材料的结构组成,并研制了热防护材料试验件进行高焓风洞试验。结果表明:所研制的材料能够承受热流密度为25 W/cm~2、持续时间最长达300 s的高温环境;Nextel氧化铝织物作为防热层在超过1200℃下能够有效阻隔热流;无机隔热毡起到了有效的隔热作用,可确保内部Kevlar织物处于250℃以下的环境中。材料满足一定的轻量化要求,试验后整体力学性能稳定,热防护性能不受折叠和缝纫工艺影响。     

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。     

含相变材料热防护结构一体化设计与试验

利用相变材料储热密度大、比热容高等优势,设计了一种含相变材料的新型一体化热防护结构(PCM-ITPS),并通过数值计算分析了其隔热特性。结果表明,在一体化热防护结构底板处铺设相变材料可吸收热短路效应导入的过量热载,改善结构的隔热性能。然后设计并制备PCM-ITPS试验件,通过隔热性能测试试验对结构隔热特性进行验证。在此基础上进行热应力分析验证其承载性能,并以结构参数为设计变量,隔热和承载性能要求为约束条件,实现了PCM-ITPS结构的轻量化设计,优化后PCM-ITPS方案相对传统ITPS方案减重23.35%。以上工作为促进热防护系统的设计-制造一体化进程提供必要的理论储备与技术支持。     

基于一维稳态导热模型的多层组件常压隔热性能试验研究

为准确获取被多层组件包覆的空间站常压热试验之热边界,文章基于一维稳态传热模型,对15单元多层组件的等效隔热性能进行了常压环境下的试验测量。结果表明:该组件的热特性较稳定,且受环境温度影响较小,忽略相关测量误差可以近似认为其当量导热系数为0.02 W/(m·K),等效热阻为2.88℃/W。研究结果可用于空间站常压热试验的热边界分析,为常压热试验的准确开展提供数据支撑。     

大气等离子喷涂纳米ZrO2涂层工艺与性能研究

以结合强度为测试指标进行正交试验,优化出纳米ZrO2热障涂层喷涂的最佳工艺参数,并对该涂层的结合强度、抗热震性能及隔热性能进行了试验研究。试验结果表明,经优化工艺喷涂的涂层结合强度可达33 MPa;抗热震性能好,1050℃水冷试验中,涂层可经历22次左右的热震循环;隔热效果明显,火焰与涂层表面以及涂层表面和试样背面随着火焰温度不同,分别具有300~600℃和100~200℃左右的温差。     

运载火箭柔性防热材料隔热性能的试验研究

为获知运载火箭二级飞行段尾舱用柔性热防护材料的隔热性能,设计了热真空试验方案,采用石英灯加热器模拟辐射热源,在真空罐内开展了辐射热环境下材料隔热性能的试验研究,得到防热材料内外表层温度测点在20 kW/m2热流下保持800 s时间的试验数据;分析不同材料(组合)的隔热性能及其差异产生的原因,给出辐射热环境下热防护结构的选材建议。在本试验工况下,2层玻璃纤维带+2层硅橡胶布+2层镀铝薄膜的组合可使其内部温度降低到192℃,低于电缆正常工作上限(200℃),满足防热要求。试验结果可为今后的运载火箭在大气层飞行段内的防热设计提供参考。     

有机消融涂层GT—401 GR—2的应用与工艺研究

有机消融涂层是在二十世纪五十年代末期发展起来的,它是以物质质量损失来换取隔热效果的方式解决高热气动加热的热保护问题。 本文从固体火箭发动机应用涂层的部位分析开始,系统地叙述了选料、施工、涂复以及性能检验工艺。以求最大限度地发挥涂层性能,达到成功应用的目的。 有机消融涂层是有机烧蚀材料的一个分支。它既有烧蚀材料的特性,又有施工方便、成本低的优点。因而发展很快,已成为宇航工业不可缺少的一种热防护涂料。     

一种快速固化外防热层修复材料配方性能

针对修复某型号发动机外防热涂层局部损伤的难题,研制了一种能够室温快速固化的修复材料,测试了其相关性能及应用。结果表明,该材料的拉伸剪切强度≥8.0 MPa,热导率为0.337～0.368 W/(m·K),线烧蚀率为0.12～0.27 mm/s,质量烧蚀率为0.070～0.091 g/s,室温条件(15～30℃)下12 h即可固化,通过了高、低温循环冲击试验考核,环境适应性良好,能够有效修复外防热层的损伤,是一种综合性能优良的修复材料。     

从汉译英的赘冗和疏漏问题看汉英语法特征之差异——汉语语法的柔性之于英语语法的刚性

本文从汉译英的翻译实践出发，从英语译文的错误以及汉英译文对比中，去发现并分析汉语和英语语法特征的差异。论述了英语语法的刚性、显性和汉语语法的柔性、隐性，并从语言对思维的影响的角度，探讨了汉语语言文化的深邃独特和英语语言的缜密精确。     

高超声速跳跃-滑翔弹道方案设计及优化

针时常规弹道导弹突防能力差、成本高的缺点,提出了一种高超声速跣跃-滑翔弹道方案.以某弹道导弹为例,通过采用高升阻比外形和末级发动机多次点火技术,将其再入弹道设计成大气层边缘的跳跃-滑翔弹道,并以航程为目标对弹道进行了优化.结果表明,跳跃-滑翔弹道能大幅增加导弹航程,同时还具有较强的突防能力,而且当跳跃幅度较大时,还可减轻气动加热;优化后导弹的航程进一步增加,跳跃幅度减小,热流峰值减小,加热时间和总气动加热量增加.     

空间交会对接光学敏感器测量的实验研究

光学敏感器通常用作空间交会对接最后阶段的测量敏感器。本文研究了光学成像敏感器的测量方法，并在此基础上进行了物理仿真实验。实验结果表明，当距离为１ｍ左右对直径４０ｃｍ的目标模拟器进行测量时．位置测量精度优于１ｍｍ，姿态测量精度优于０．４°。     

Antenna for precise orbit determination

The ESA SWARM mission will consist of three satellites that will measure the Earth magnetic field. The system calls for metre accuracy knowledge of the measurement locations. To achieve this a GPS receiver is used. At least four GPS signals are tracked to determine the code and carrier ranges, from which the position can be derived. The accuracy improves when using more GPS satellites and by averaging over many measurements. The latter is achieved in ground processing with a model-based orbit prediction, resulting in cm accuracy. The main error contributions in the processing are often measurement errors due to satellite multi-path effects. The multipath effects are characterized by measuring the antenna on a 1.5 m mock-up, representing the 9 m long satellite. In order to verify that the mock-up is representative, extensive electromagnetic simulations were made. The simulations included the antenna and the complete satellite and were then reduced to the antenna and a section of the satellite. The actual design of the antenna was performed with several levels of software. First, a fast bodies-of-revolution simulation found a geometry with the right coverage. Then, a finite element method simulation allowed us to match the antenna at two frequencies simultaneously.     

碳化硅纤维增强铝复合材料疲劳性能及疲劳破坏机理研究

介绍了SiC/Al复合材料单向板和正交板试样的拉—拉疲劳特性和疲劳破坏机理研究结果。研究结果表明,SiC/Al板试样拉—拉循环5×10~4次后,其剩余静拉伸强度系数超过0.87,随着循环应力水平的提高,材料的剩余静拉伸强度几乎没有变化,但声发射信号的起始峰值向应变增大方向移动;疲劳将导致复合材料表面产生温升,通过测量材料表面温度的变化,可以提前预告SiC/Al复合材料的疲劳破坏。     

抗相参雷达的侦察干扰一体化处理技术

基于数字射频存储技术,提出了对相参体制雷达的侦察干扰一体化处理方案.通过对侦察和干扰技术的分别论述和整合研究,将传统上独立的侦察和干扰的主要数字处理算法集成在单个可编程器件内,大大提高了对相参雷达的干扰效能,减小了电子对抗设备的体积和功耗.     

超声速进气道流场三维数值模拟

超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。     

基于卫星中继的导弹飞控数据链链路分析

导弹飞控数据链路可极大地提高导弹的作战性能.分析了基于卫星中继的导弹飞控数据链链路特性,给出了其系统组成结构.完成了地星链路和星弹链路系统的分析与设计.最后给出了各链路的通信余量估算.对导弹飞控数据链的工程实现具有参考意义.     

基于HLA的卫星组网通信与对抗仿真系统设计

介绍了一种基于HLA的卫星组网通信与对抗仿真系统设计框架,并较为详细地描述了其联邦与成员设计。基于此设计框架的目的系统能够提供虚拟空间战场环境,使部队进行可信度较高的空间信息作战演习,并进行相应的技术和战术研究。     

卫星系统热特性分析

考虑空间轨道外热流、卫星表面自身辐射、热载荷等因素影响,建立卫星温度场计算模型,在采用蒙特卡罗(Monte-Carlo)法求解卫星复杂辐射边界条件的基础上,利用有限容积法对卫星在轨飞行阶段的瞬态温度场进行数值模拟,计算得到卫星瞬态温度场,并考虑其表面自身辐射及空间轨道外热流等因素,建立卫星红外辐射通量计算模型,计算得到不同时刻、不同热载荷情况下的卫星红外辐射通量分布,并简要分析了在轨卫星热控涂层衰减所带来的表面太阳吸收比的变化对卫星温度场的影响。