SiO2气凝胶隔热透波复合材料的制备及其性能研究

采用溶胶-凝胶法,以三甲基氯硅烷为改性剂,经表面疏水改性处理和CO2超临界干燥,制备了莫来石纤维增强Si O2气凝胶隔热透波复合材料。并研究了气凝胶复合材料的疏水性能、力学性能、隔热性能及介电性能,结果表明:制备的莫来石纤维增强Si O2气凝胶复合材料具有良好的疏水性能、力学性能、隔热性能和介电性能,是一种性能良好的隔热透波一体化材料。     

耐高温气凝胶隔热材料研究进展

气凝胶是一种由胶粒或者聚合物单体相互聚合构成的具有三维网络骨架的固体纳米材料,具有超低密度、低热导、高比表面积和高孔隙率等优异性能。气凝胶材料的孔隙率在90%以上,且气凝胶材料内部的介孔结构使得气凝胶具有极佳的隔热性能。同时,气凝胶材料的低热导率和高耐温性可以让其在高温下仍能保持良好的三维纳米网络结构,不会发生高温烧结现象。因此,气凝胶材料在轻质耐高温防隔热材料领域得到了广泛关注。本文重点介绍了耐高温气凝胶隔热防护材料耐温性能研究及发展现状,且对耐高温气凝胶隔热防护材料的发展进行了展望。     

航空航天材料发展现状及前景

文章较系统地介绍了航空航天材料的特点、地位和作用,结合具体案例分析了铝合金、钛合金、先进复合材料等结构材料,以及以透波复合材料、吸波隐身复合材料为代表的航空功能材料和以防热耐烧蚀复合材料、梯度功能复合材料为代表的航天功能材料的性能和应用,指出航空航天材料的未来发展方向是高性能、多功能、复合化、智能化、整体化、多维化和低成本化。     

陶瓷基复合材料在火箭发动机上的应用

综述了连续纤维增强陶瓷基防热结构复合材料的研究现状、航天应用及制备方法 ,包括 Zr C、Hf C、Ta C基耐烧蚀复合材料 ,Si C、Si3 N4基热结构复合材料 ,Al2 O3 、Zr O2 基绝热复合材料     

未来航天服上躯干结构的系统考虑

NASA2005年公布了探索规划，计划2014年前完成乘员探索飞行器（CEV）的开发和实际飞行，于2020年返回月球，而后则逐步抵达和探索火星。舱内活动（IVA）航天服系统需要在发射入轨和任务中止的情况下为乘组提供舒适的防护功能。舱外活动（EVA）航天服系统将需要提供从CEV进行可能的零重力EVA和探索月球及火星的登陆EVA。当前正在研究一种两类航天服体系结构的定义，即IVA和EVA航天服，IVA航天服用于CEV发射、再入和应急EVA，EVA航天服则仅为月球表面灵活航天服。一个重要的考虑事项是早期CEV和随后登月航天服之间的通用性水平．其中一个概念是航天服上躯干构造的最大通用性。 上躯干是航天服的基础。上躯干支撑了生命保障系统、显示和控制系统、头盔安装，提供穿脱口、肩部和腰部灵活性关节结构。因此上躯干结构对生命保障构造、穿脱能力、质量和体积、航天服尺寸和航天服性能（特别是视野、灵活性、舒适性）具有重要影响。需要最先考虑的是上躯干材料．历史上，硬上躯干（HUT）是由铝或复合材料制成，软上躯干（SUT）是由双层（涂胶和非涂胶）织物构成的。结构方案包括腰入式、背入式和拉链锁闭式．上躯干结构是早期CEV和后期登月探索航天服系统定义的关键推动因素． 本文提供了对可能的“星座计划”需求、现有上躯干结构和候选材料的评估．本文还讨论了为了满足计划目的，当前ILC Dover正在开发的I-Suit软织物上躯干．通过比较研究评估建议软织物上躯干与“星座计划”航天服相同，能够为满足计划目的提供最佳性能保障．     

溶胶-凝胶法制备RDX/AP/SiO_2复合含能材料

以正硅酸乙酯为前驱物,硝酸为催化剂,应用溶胶凝胶法,制备出了RDX/AP/SiO2复合含能材料。采用SEM、EDS能谱和BET比表面积对其结构进行了表征。结果表明,RDX/AP/SiO2复合材料是以SiO2为凝胶骨架,AP与RDX进入凝胶孔洞而形成的。运用热分析仪(TGA/DSC)对复合材料热性能进行测试。结果表明,RDX/AP/SiO2复合材料中的AP的分解温度大大提前,几乎与RDX同时分解,且分解热远高于物理共混的,提高了603.7 J/g,主要原因是RDX分解时释放的NO2等气体能促进AP的分解,同时AP分解提供的氧能使RDX分解产物进一步分解。     

半刚性机械展开式气动减速技术机构与热防护研究

针对半刚性机械展开式气动减速技术特点,文章首先选取了八棱台气动外形,分析了考虑柔性面变形影响的气动环境特征,然后开展了连杆机构原理设计和柔性防热结构设计,最后进行了机构构型稳定性仿真分析、柔性防热材料风洞试验验证、柔性防热结构套装及气动面展开性能验证。研究显示:八棱台外形棱边处气动热整体上大于柔性面区域且在棱边靠近边缘处出现最大值;棱边处和柔性面区域的气动压力随径向距离变化不大且两处的气动压力水平相当,而气动剪力随径向距离变化明显且棱边处的气动剪力明显大于柔性面区域;整个连杆机构在气动力作用下不发生结构破坏和失稳,能够保证气动面构型稳定性;新研的柔性防热材料经风洞试验考核能够耐受规定的气动力热环境,并能保证气动面背温在机构正常使用范围内;经原理样机验证,机构运动性能及柔性防热结构可折叠性能良好。     

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。     

气凝胶复合材料在航天领域中的应用

气凝胶是一种高孔隙率、高比表面积的三维网络状结构的纳米材料。气凝胶独特的纳米结构能有效抑制材料的固体热传导和气体对流传热，是一种性能优异的“超级隔热材料”。此外，与传统的保温材料相比，气凝胶具有轻质、不燃、疏水等特点，符合航空航天领域对隔热、轻质的要求，在美国等国家得到了广泛应用。     

火星进入器气动热环境模拟及热防护试验综述

文章简述典型火星进入器所面临的气动热环境,阐明在火星大气CO₂介质下进行试验的重大需求以及建立火星热环境模拟及热防护试验方法的必要性;并对国内外进行的相关火星进入器热防护工程性和研究性试验进行综述,指出研究空气和CO₂介质下的电弧加热器运行特性将对火星热防护试验提供必要的支撑,CO₂介质下防热材料催化特性研究和先进测试技术（如TALIF、OES、HSC等）是未来发展的方向。     

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。     

俄航天局想自建空间站

俄罗斯联邦航天局载人航天计划负责人克拉斯诺夫1月29日称，该局近期将向政府建议建设一座低轨空间站，用以支持未来的月球和火星探测。他说，俄和一些其它国家都在把月球作为中期探测目标。不仅要实现月球往返飞行，还要建设月球基地，以便能在未来开始探测火星。他说，这只是打算。但俄航天局正在努力保证这些计划得到政府经费和立法上的充分支持。     

航天柔性展开结构技术及其应用研究进展

综述了航天柔性展开结构的技术特点及其在航天器中的研究应用情况,围绕航天柔性展开结构应用涉及的薄膜褶皱、充气张力结构的屈曲失稳、展开动力学、精度测试、刚化材料等关键理论和技术基础,评述了航天柔性结构技术应用中的关键问题及未来研究重点,最后给出了航天柔性展开结构技术的未来发展趋势。     

空间站航天服装备的微生物控制

“自由”号空间站（SSF）的建造和使用需要较长时间停留在空间，而且液冷通风服（LCVG）和航天服装备（SSA）气密服需要长期重复使用。由于这些条件需要重新规定微生物的控制程序，所以采用了确定内衣、抗微生物涂层，以及清洁各种航天服部件方案的控制程序。通过使用标准的微生物技术和研究早期的美国航天程序经验，制定了一项基线微生物控制流程，并进行了一系列人穿着SSA测试以确定此流程的有效性。结果表明，使用抗微生物涂层内衣，会改善LCVG的卫生状况，使用消毒剂可以有效杀死SSA气密层上的细菌。此外，在航天服选择区域进行集中强制通风，可显著地降低微生物生存能力。     

美新型月球概念车进行沙漠测试

2007年9月中旬，美国NASA“沙漠RATS”小组在亚利桑那州的一处沙漠中测试“侦察兵”新型月球概念车。测试地点与未来要登陆的月球表面地形十分相似，以便检测月球车、遥控机器人和探月航天员的新式宇航服等样品，模拟未来航天员在月球上活动中各种设施的使用功能。航天工程专家尝试未来修建月球基地的“人机配合”活动，由航天员利用机器人和月球车进行月球基地选址勘测，铺设太阳能电池阵和电缆等。美国按照“重返月球”计划，最早将于2020年运送航天员重登月球，为探索火星和宇宙空间建立永久基地。     

航天器结构用材料应用现状与未来需求

航天器结构是所有航天器的重要组成部分和基础,影响航天器结构性能的最主要的因素是结构用材料。文章着重对航天器结构中广泛使用的复合材料、金属材料、防热材料的应用现状进行了分析,同时提出了未来发展需求。     

到月球上去种地

在新一代的热门职业中．月球农民将变得炙手可热．最近．美国科学家已经开发出一些适合在月球上培育植物的微型温室．并打算在未来几十年内。招募一些有航天知识和种植技能的专业人才到月球甚至火星上去当农民，这些农民将作为外星基地的先行者而永载史册．     

新型磷酸锌铝胶凝材料的制备研究

研究了新型磷酸锌铝胶凝材料的制备工艺。通过测试吸潮率、灼烧失重率、复合材料弯曲强度等,确定该种材料适宜的制备工艺为Zn/Al摩尔比1/5,反应温度120℃,反应时间2 h。根据Flory理论,确定该胶凝材料凝胶反应活化能为E=0.02411 kJ/mol,通过X射线衍射分析,研究了磷酸锌铝材料升温热转变机理,这将为进一步以该材料为基体制备高性能纤维增强复合材料提供参考依据。     

钼酚醛复合材料的性能研究

本文介绍了经改性的钼酚醛树脂与高硅氧纤维和碳纤维复合后的新型耐烧蚀复合材料,这种材料具有较好的热稳定性、热物理性能、力学性能、机械性能以及烧蚀性能,其抗冲刷能力也较强,且成型工艺简便、成本低,可作为固体火箭发动机的烧蚀防热材料.     

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。