大型飞行器表面烧蚀防热涂层低温快速补涂工艺

采用补涂工艺对烧蚀防热涂层进行低温快速补涂,并针对飞行器临飞行前状态,制定了涂层结合力提升、快速固化、多余物控制等的方案。电弧风洞试验表明:补涂涂层烧蚀量小,最高表面温度580℃,最高背面温度64℃,具有良好的防热性能。采用本工艺补涂涂层进行了多次飞行试验并取得了成功,表明本补涂工艺具有良好的工艺稳定性。     

飞机蒙皮裂纹的数学形态学识别方法

提出了一种基于数学形态学的飞机蒙皮裂纹磁光图像检测方法。首先应用内距均值法确定磁光图像中类圆形铆钉区域的圆形参数,然后利用自适应线性星形形态学腐蚀算子分割裂纹缺陷。其中,以四点方向快速定位法确定腐蚀算子的方向,并用中心对称法处理裂纹缺陷区域粘连的情况,最后,根据备选区域相关特征进行分类,判别缺陷存在及其特征参数。实验结果表明：算法在检测裂纹的多种特征方面具有优越性。     

苯并（口恶）嗪树脂烧蚀性能的初步研究

对苯并（口恶）嗪树脂作为烧蚀树脂的应用进行了研究.采用TGA对四种中间体固化树脂的成碳率进行了测量,表明含有多个NFDA9嗪环的PBOZ中间体和含有两嗪环的MDABOZ固化树脂和DRBOZ固化树脂成碳率较高,达到60%以上,而含有一个嗪环的SRBOZ固化树脂的成碳率相对较低.在以SRBOZ 中间体为主体的树脂体系中引入MDABOZ中间体、DRBOZ中间体和APPFBOZ中间体后树脂体系的粘度较低而其固化产物的交联密度明显提高,成碳率达到60%以上.小发动机烧蚀试验表明PBOZ固化树脂的耐烧蚀性能较好,能够作为烧蚀树脂;SRBOZ 中间体中引入MDABOZ中间体后树脂体系的粘度较小而其固化产物的耐烧蚀性能明显提高.     

模型自由飞试验——研究航天飞机天气侵蚀问题的必要途径

本文阐明了研究航天飞机天气侵蚀效应的必要性,分析了天气侵蚀试验的模拟条件,论述了模型自由飞模拟试验在航天飞机和其它再入飞行器的天气侵蚀问题研究中的作用,最后对我国开展航天飞机天气侵蚀研究之技术途径提出了一些看法。     

航天热防护材料的烧蚀特性研究

介绍了运用 CO_2激光加热装置,对聚四氟乙烯(Teflon)和热防护烧蚀材料 AT2的烧蚀特性研究.研究发现聚四氟乙烯的烧蚀率随热流的上升而增加;随氮气压强和流量的上升而下降;烧蚀过程产生的凝胶区和激光支持气相火焰区,与热流、环境气体种类及压强有关,凝胶区厚度随热流上升而下降,当热流很高时,却趋于一个常数;烧蚀表面温度随热流上升而升高,在本研究条件下,在600～700℃之间.AT2材料的温度和碳化层厚度,随加热时间而增大,随氮气压强的增加而减小.对入射激光束反射强的表面,碳化时的最大温度较低,碳化层的厚度较小.     

芳纶纤维和丁腈橡胶体系绝热层新配方的研制

采用含卤-锑的阻燃剂,芳纶纤维代替石棉纤维,研制了耐烧蚀的丁腈橡胶绝热层新配方(D210配方)。试验研究了芳纶纤维用量、卤-锑阻燃剂用量及纤维排布方向对绝热层烧蚀性能的影响;研究了增塑剂用量对绝热层玻璃化温度的影响。结果表明,芳纶纤维用量为4份时,绝热层烧蚀性能最佳,线烧蚀率为0.051 mm/s,质量烧蚀率为0.069 g/s;在选定的阻燃剂用量范围内,阻燃剂对绝热层烧蚀性能影响不大;所选增塑剂用量为20份时,玻璃化温度Tg可达-40℃。试验还对绝热层力学性能、硬度、粘接性能、比热容、导热等性能进行了测试,表明新研制的耐烧蚀橡胶有可能成为替代传统的石棉纤维和丁腈橡胶体系的固体火箭发动机燃烧室内绝热层。     

热发射测速技术

本文叙述了一种通过探测高温两相流中热粒子的热辐射来测量粒子速度的热发射测速技术,该技术曾多次用于测量电弧加热器射流和火箭弹尾喷火焰中的粒子速度,取得了比较满意的结果。     

烧蚀材料的多光谱真温测量法

应用棱镜分光式多波长光电高温计对氧乙炔焰烧蚀材料的真实温度进行了测量。精心地选择波段及处理方法使烧蚀材料剥离、水蒸汽及烟雾影响减至最小，采用一点标定技术解决了高温区标定问题。     

霍尔推力器不同壁面侵蚀对低频振荡特性影响研究

基于霍尔推力器一维准中性流体模型,对放电壁面侵蚀对低频振荡特性的影响进行了数值模拟研究。通过改变霍尔推力器放电通道的横截面积,研究了霍尔推力器寿命期内通道受离子溅射后,放电电流振荡特性变化。研究结果显示,横截面积从25cm2增大到37cm2时,放电电流振荡幅值增加,振荡频率基本不变;继续增加横截面积,放电电流振荡幅值减小,振荡频率增加。理论分析表明:通道侵蚀面积增大,导致离子碰撞频率变化,进而引起振荡特性变化。     

发动机喷管喉衬烧蚀及热结构工程计算

给出了一种理论模型和基本计算方法。采用有限元法对某固体火箭发动机喉衬结构的烧蚀量、瞬态温度场和应力场进行了理论计算,计算结果与实测值比较一致,喉部直径实测值与计算值相对误差约为2％。