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81.
针对飞行器空天往返、多次使用的发展需求,以2D C/SiC材料为对象,选择开放大气模拟环境、800 ℃温度条件开展了常/高温拉伸试验、以及常温→高温→降温循环变化历程下拉-拉疲劳的耦合试验,得到不同的力学性能规律,分析了影响材料表面涂层完整性的控制因素及转化点。表明C/SiC材料具有优良的高温静态持续强度性能,但在常-高温循环变化历程下的疲劳性能明显衰减。采用剩余刚度衰减模型,提出了力-热-氧耦合时考虑常-高温循环历程影响因素、以及氧化尺寸效应影响的疲劳剩余性能评估方法。 相似文献
82.
国外大型太阳模拟器研制技术概述 总被引:10,自引:2,他引:8
国外航天大国均建有大型太阳模拟器,并在空间探测技术研究中发挥着重要作用。文章介绍了国外典型大型太阳模拟器,给出了其达到的技术指标,较系统地总结了国外大型太阳模拟器研制技术和经验,如准直镜、灯室和光学装校等关键技术的设计思路和解决途径,为我国研制大型太阳模拟器提供了技术借鉴和参考。 相似文献
83.
84.
文章介绍了在实验室模拟空间静电放电环境下聚四氟乙烯二次表面镜所受到的损伤和污染.通过光学和扫描电子显微镜检测出了13种不同类型的损伤;而喷溅表面污染物由俄歇谱仪进行分析.文章进一步阐明了导致聚四氟乙烯二次表面镜的严重衰退的环境条件,评估了损伤与未损伤二次表面镜在太阳光谱范围内的反射特性,并比较了这些试样和标准铝板的热性能. 相似文献
85.
综述了国外C/SiC陶瓷基复合材料在火箭发动机喷管上的应用现状,重点介绍了法国SEP生产C/SiC复合材料喷管扩张段的成型技术以及连接与机加、材料性能等。最后对C/SiC复合材料在固体火箭发动机上的应用前景进行了展望。 相似文献
86.
碳化硅材料比刚度高、导热性好、热稳定性好,是一种优良的反射镜材料,在空间光学遥感器中有着广泛的应用。同时,它具有硬度高、脆性大的特点,给反射镜加工带来困难,且加工周期长。比较了碳化硅材料不同加工技术的优缺点,选择了机器人柔性砂带磨削技术作为研究对象。针对某1550mm直径碳化硅反射镜坯加强筋的去除要求,设计了一套新型机器人柔带磨削系统,利用有限元方法对加工中的镜体应力进行了分析,并完成了某镜坯加强筋的去除,残余筋高度0.5~1mm。反射镜镜坯在完成镜面精磨、镀膜等处理后,利用干涉仪测试面形RMS为0.0157λ(λ=632.8nm),满足使用需求。遥感器于2020年发射,反射镜在轨运行表现良好。 相似文献
87.
陶瓷基复合材料高精度宏细观统一本构模型研究 总被引:4,自引:4,他引:0
基于高精度通用单胞模型(HFGMC)建立了陶瓷基复合材料(CMCs)的宏细观统一本构模型.首先基于CMCs的细观结构和损伤特点建立代表体元(RVE)并定义细观损伤变量.然后采用HFGMC模型计算细观损伤变量的演化,由此获得宏观应力应变曲线,从而建立了CMCs的宏细观统一本构模型.采用该本构模型预测了CMCs的宏观应力应变曲线,与实验结果吻合良好.结果表明该本构模型能够模拟CMCs的拉伸与损伤行文,为CMCs强度分析提供了有效手段. 相似文献
88.
提出在2D C/SiC复合材料基体中掺杂难熔金属化合物ZrB2,TaC,ZrC,制备了2D C/SiC-ZrB2,2D C/SiC-ZrC和2D C/SiC-TaC新型复合材料,考察了难熔金属化合物的引入对材料力学性能、抗氧化性能和微观结构的影响.结果表明,ZrB2和TaC的引入,能明显提高2DC/SiC复合材料的抗氧化性能;ZrC的引入对2D C/SiC复合材料的抗氧化性能极其不利.这归结于高温下ZrB2和TaC有助于在复合材料表层氧化形成ZrO2,B2O3和Ta2O5保护膜,阻止了材料内部的进一步氧化,从而提高了复合材料的抗氧化性能. 相似文献
89.
90.
霍尔推力器磁路设计主要通过常温静态磁场仿真得到,并实测推力器非工作状态常温磁场进行复核。大功率霍尔推力器将面临更为严峻的热问题,推力器工作时磁路系统受高温影响,因此在常温下仿真得到的磁场位形会因温度升高而产生偏移,不能反映推力器真实工作时的磁场情况。为研究霍尔推力器工作时热量对磁路系统的影响,通过热磁耦合仿真对10kW磁屏蔽霍尔推力器的热态磁场分布进行研究,并对热态、常温仿真结果进行了对比,发现在阳极附近的径向磁感应强度Br的差异比放电室出口更大。常温设计的磁屏蔽构型在热态时偏离磁屏蔽,磁场和壁面最大不符合度达到13%,通过陶瓷出口型面修正后重新获得磁屏蔽效果,使最大不符合度降低到4.8%以下。合理热设计有助于降低热载荷,热仿真得到磁路系统最高温度低于500℃,低于0.78倍的居里温度Tc磁性急剧转变点,不会出现磁性能急剧下降,但热量对磁屏蔽霍尔推力器磁场构型的影响是应该考虑的。 相似文献