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881.
针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求,综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状,着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上,分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题,可以看出:纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势,材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍;组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上,将成为提高热防护结构效率的有力途径;展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升,但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺,仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。 相似文献
882.
镍基单晶高温合金DD6气膜孔热机械疲劳试验 总被引:4,自引:4,他引:0
涡轮冷却叶片气膜孔边存在大应力梯度,且服役时承受交变的机械载荷和热载荷,热机械疲劳(TMF)是其主要失效模式。通过开展带气膜孔和不带气膜孔的薄壁圆管试件TMF试验研究了气膜孔对镍基单晶高温合金TMF寿命的影响。结果表明最大循环应力在300~500 MPa应力范围内,循环应力幅值与镍基单晶高温合金TMF寿命呈现良好的对数线性关系,且气膜孔导致镍基单晶高温合金TMF寿命下降可达82.5%。继而完成了横向取向分别为〈010〉、〈110〉方向的气膜孔模拟件试验,结果表明气膜孔取向为〈110〉时寿命最短,仅为〈010〉取向的40.0%。最后开展了不同制孔工艺下的气膜孔模拟件试验,结果表明激光制孔气膜孔模拟试件寿命仅为电液束制孔气膜孔模拟试件的54.0%。气膜孔模拟件断口分析表明:TMF裂纹均萌生于气膜孔边,源区氧化严重;裂纹沿着大致与气膜孔边垂直的方向扩展。 相似文献
883.
采用碳纳米管薄膜(CNTF)作为电加热元件,研究碳纳米管薄膜对玻璃纤维增强树脂基复合材料结构表面的除冰性能,同时研究其电热性能。SEM14μm左右。XRD表明CNTF样品为微晶结构,结晶度差且含有少量杂质。空气环境通电,升温速率和最高恒定温度随输入电压增大而迅速提高。输入电压为5 V温度95℃。在四次电热循环后,其表面电阻略有升高,均值从2.795Ω到3.870Ω。在9 V输入电压下,CNTF被迅速烧断,CNTF样品电流承载极限在1.8 A左右。利用其焦耳热性能进行除冰,质量为20 g冰块在树脂基玻璃纤维复合材料样品的表面脱落时间为240 s。表明CNTF在飞机除冰领域具有潜在应用价值。 相似文献
884.
引入三维编织石英纤维织物作为热密封材料,对三维四向、三维五向编织结构热密封材料试样进行了不同压缩率下透气性能试验。分析了三维编织结构热密封材料气体渗透量随压缩率、压差及编织工艺参数的变化规律。结果表明,通过优化编织结构,有利于提高试样的气密性能;试样的平均气体渗透量受纤维体积含量影响,随压缩率的增大而降低;在压缩率为10%与20%时,纤维体积含量为50%的三维四向试样相比气密性能更好,平均气体渗透量分别为1.14×10~(-6)、9.29×10~(-7)kg/(s·mm);当压缩率增加到30%时,试样出现明显剪切变形和碎裂,试样失效。通过合理设计,三维编织石英纤维织物可满足密封材料气密性能要求。 相似文献
885.
复合相变热沉在电子设备热管理中的应用 总被引:2,自引:1,他引:1
某些特殊电子设备的短时高功耗运行往往会引起急剧温升,进而导致设备失效。文章采用膨胀石墨/高碳醇复合相变材料(PCM)作为热沉,针对某高功耗模块进行了散热仿真,并与传统铝热沉进行了对比,结果表明无主动散热平台下PCM热沉显著优于铝热沉。同工况温箱实验进一步验证相变热沉散热特性,并与仿真结果进行对比,结果表明实验结果与仿真结果具有一致的温度变化趋势,但由于相变温度范围的差异导致不同时间段温升速率不同。分析了二者的差异及原因,为严酷条件下应用相变材料进行热设计和热管理提供参考。 相似文献
886.
887.
888.
889.
《中国民航飞行学院学报》2017,(2)
吸热型碳氢燃料是为了解决高超音速飞行器的热问题而发展起来的。国外航空航天发达国家已开展近50年的研究,取得了丰硕的研究成果,国内也在奋起直追。为了更好地掌握吸热型碳氢燃料的发展动向,规划研究目标,本文从发展历程、燃料选择、催化剂筛选、热沉测定以及结焦抑制等方面对吸热型碳氢燃料进行了较为系统的总结,并结合国内发展现状提出了未来的研究方向。本研究成果可为高超音速飞行器燃料系统设计与选择提供参考。 相似文献