飞行加速度对固体火箭发动机前封头绝热层烧蚀特性影响研究

对固体火箭发动机前封头绝热层在加速度环境的炭化烧蚀特性进行了实验研究,研制了烧蚀试验发动机及相应的离心试验台,用ＮＢＲ,ＥＰＤＭ绝热层模拟实际烧蚀环境进行了不同轴向加速度条件下的烧蚀试验,得到了飞行速度对绝热层炭化烧蚀率影响规律和经验关系式。     

聚合物基复合材料导热模型及其应用

将有许多理论性和经验性的模型用于预测高分子复合材料的热导率，并详细总结了各种高分子复合材料导热模型的特点，给出了几种最常用模型的应用建议。     

多层隔热材料的热设计方法研究

基于多层隔热材料稳态辐射导热耦合传热提出一种多层隔热材料热设计方法,可以根据反射屏分布规律实现多层隔热材料热设计,给出最优反射屏数目和每层隔热材料的厚度.采用提出的热设计方法开展了热设计算例研究,结果表明:对按照层等温降和层等厚度规律设计的多层隔热材料,等厚度规律设计比等温降规律设计更能降低隔热材料的总质量,研究结果对多层隔热材料热设计研究具有一定的指导作用.     

电弧风洞高焓流场模拟与气动热校核研究

为了在电弧风洞更好地开展高超声速飞行器防热材料或结构热考核试验,基于有限体积离散,建立了针对电弧风洞高焓试验状态的多组分热化学非平衡流场数值模拟方法。针对中国空气动力研究与发展中心20MW电弧风洞不同试验模型的高焓流场进行了模拟,获得了试验状态的流场特性和模型表面热流分布,通过与试验测量值比较验证了计算方法。研究发现在喷管出口和试验模型之间的轴向距离很近的情况下,可以采用喷管流场和模型绕流分开模拟。通过对比数值模拟方法中的热化学模型,表明采用Gupta 7组分和5组分空气化学反应数据获得的模型表面热流非常接近,同时相比单温度模型结果,双温度模型结果与试验测量结果更接近。比较了多个状态条件下计算和试验测量获得的试验模型表面热流,发现二者相差都在15%以内,验证了建立的数值方法模拟该风洞高焓流场的可靠性。     

压电阻抗法表征固体推进剂老化的研究

为了更好地得到压电阻抗法（EMI, Electro-mechanical impedance）监测固体推进剂老化规律并从物理特性上对其科学性、可靠性及有效性进行验证,采用理论推导分析方法将压电阻抗电学性能参数与动态力学性能参数进行联系;对热老化HTPB推进剂进行EMI试验及动态热机械分析（DMA, Dynamic thermomechanical analysis）测试,并根据结果分析进行验证。结果表明：压电阻抗电学性能与动态力学性能能够通过动态模量与导纳之间的关系以及电压电流滞后角与力学损耗角之间的关系进行联系;热老化HTPB推进剂在不同测试频率下力学损耗因子温度谱峰值随老化的变化规律一致,均随热老化时间的延长而降低;电压电流滞后角正切值能够很好反映HTPB推进剂的老化,共振频率处的滞后角正切值随热老化时间的延长而降低,并且与损耗因子峰值呈现出明显的线性关系。     

胶含量对CF/BF复合材料性能的影响

制备了碳纤维/玄武岩纤维(CF/BF)增强酚醛树脂复合材料,研究了复合材料层合板不同胶含量对其层间剪切强度、热传导和耐烧蚀性能的影响。结果表明:CF/BF复合材料,在胶的体积分数为35%时,复合材料经纬向层间剪切强度达到最大值21和20 MPa;在胶的体积分数为39.5%处,热导率和线烧蚀率出现最低值0.366 W/(m.K)和87μm/s。CF/BF混杂纤维复合材料性能符合混杂纤维复合材料性能混杂效应规律。     

复合材料气瓶热防护材料隔热性能试验研究

以复合材料气瓶热防护材料的耐高温及隔热性能为研究对象,通过真空舱模拟上面级飞行段的真空环境,采用石英灯阵模拟热源,对两种热防护方案开展真空热试验,分析了不同材料（组合）、多层隔热组件不同单元的隔热性能及其差异产生的原因。结果表明两种防热方案都可使气瓶壁面温度满足不超过70 ℃的温度要求,其中“柔性隔热毡+中温多层”组合防热结构的耐温和隔热性能更优,并通过理论计算与试验值对比验证了热仿真计算中的不确定性,试验结果可为后续型号防热设计提供参考。     

在轨温度环境对J-47C 胶黏剂粘接性能的影响

为考察在轨温度环境对J-47C结构胶黏剂粘接性能的影响,利用动态热机械分析和热重分析方法,对其Tg、热分解温度进行了测试,掌握了胶黏剂的耐热指标。通过不同温度下力学性能测试,温度冲击及真空热循环试验研究了卫星特殊的温度环境对胶黏剂性能的影响。结果表明,J-47C胶黏剂在高温以及真空热循环和温度冲击后其仍具有较高的力学强度保持率,满足卫星的温度环境对胶黏剂性能的需求。     

HIT-J01 腻子的制备及性能

采用有机硅树脂掺杂无机粒子制备了一种耐高温腻子(HIT-J01),研究了其粘接性能、膨胀特性和抗热震性能。通过SEM及XRD分析了腻子的微观结构和相变化。结果表明:制备的腻子具有良好的粘接和抗热震性能,粘接C/Si C的单搭接剪切强度为5.5 MPa,1 200℃在线单搭接剪切强度1.8 MPa。腻子同基材C/Si C具有良好的热膨胀匹配性能。HIT-J01腻子在高温条件下生成的Al2O3·(B2O3)n融体。在风洞考核环境下,腻子封堵面平均温度高达1 200℃,最高温度达到1 400℃,风洞实验后,腻子表观平整、无裂纹。     

大型航天器热管理系统集成分析

文章以虚拟的空间实验室为例 ,用数值模拟的方法 ,模拟了大型航天器热管理系统非稳态过程的温度等参数。热管理系统温度等参数的集成分析 ,为大型热管理系统设计提供了分析平台 ,为进一步的敏感性分析、优化设计、试验参数修正、参数置信度分析、鲁棒性设计奠定了分析基础 ,并作为能量系统的主要组成部分 ,为能量系统的能量平衡分析和电能 /热匹配分析提供有力支持。