组合动力用过氧化氢煤油推力室热防护方案设计方法

本文面向组合动力对过氧化氢煤油推力室的应用需求,建立工程计算方法以进行热防护方案设计。通过修正燃气对流换热系数和引入液膜分解率完善工程算法,使工程计算结果与三维流固热耦合计算结果和实际试验结果符合较好。在此基础上,对组合动力用推力室进行热防护方案设计,结果表明：采用头部过氧化氢液膜和身部过氧化氢再生的方式可实现可靠热防护,其中,液膜流量在氧化剂中占比为30%。采用上述研究思路具备开展快速方案论证的能力,可在众多方案中选出热防护性能较优的方案。     

A thermal-flutter criterion for an open thin-walled circular cantilever beam subject to solar heating

The flexible attachments of spacecraft may undergo Thermally Induced Vibration (TIV) on orbit due to the suddenly changed solar heating. The unstable TIV, called thermal-flutter, can cause serious damage to the spacecraft. In this paper, the coupled bending-torsion thermal vibration equations for an open thin-walled circular cantilever beam are established. By analyzing the stability of these equations based on the first Lyapunov method, the thermal-flutter criterion can be obtained. The criterion is very different form that of closed thin-walled beams because the torsion has great impact on the stability of the TIV for open thin-walled beams. Several numerical simulations are conducted to demonstrate that the theoretical predictions agree very well with the finite element results, which mean that the criterion are reliable.     

纳卫星热系统的在轨动态特性分析与建模

纳卫星热系统是在复杂空间热环境下实现纳卫星被动热控制任务的基本技术途径,对其进行在轨动态特性分析与建模对纳卫星的热控方法与效果研究及评价具有重要意义.通过详尽的机理分析建立了描述纳卫星热系统在轨飞行过程中瞬态温度变化的3维非线性动态特性模型,阐述了与之配套的外热流分析与轨道运动计算方法,并以一太阳同步轨道纳卫星为例,对其飞行过程中的外热流变化、在轨温度变化响应等动态特性进行了详细的分析和讨论,为进一步深入研究纳卫星热控制、热管理理论及技术提供了简便的分析计算模型与方法.      

烧蚀型防隔热/隐身多功能复合材料制备与性能

以轻质化为前提，基于烧蚀防热借助于溶胶-凝胶技术制备出低密度防热/隔热/隐身一体化复合材料（HRC），有效地融合了烧蚀防热、高效隔热和宽频雷达隐身的功能。实验结果表明，多壁碳纳米管（MWNT）吸波剂均匀分散在杂化酚醛气凝胶骨架中，随着添加量的增加，HRC材料平均孔径减小，力学强度得到显著提升，添加5.0wt%MWNT的HRC与未添加相比压缩模量提高1.8倍。同时，MWNT的引入显著增加了HRC的雷达吸波性能，在4 ~ 18 GHz内反射率＜-8 dB。地面风洞考核中，HRC表现出优异的防隔热性能，最高表面温度达到1 700 ℃左右，经过400 s烧蚀后最大背面温升（20 mm）仅为153℃，近零体积烧蚀，烧蚀后仍保持着优异的宽频雷达吸波性能。     

泡沫碳/相变材料复合体研究进展

介绍了高导热泡沫碳/相变材料复合体应用于热管理系统的研究进展.主要阐述了泡沫碳/石蜡复合相变热管理系统、泡沫碳/硝酸锂相变复合材料、基于泡沫碳/相变复合材料一体化蒸发腔——热能贮存(VCTES)系统的热管理系统应用研究进展,并对泡沫碳/相变复合材料的应用进行了介绍.     

适用于长时间烧蚀防热的蜂窝增强低密度材料

针对长时间烧蚀防热对防热材料的需求,研制了两种蜂窝增强低密度烧蚀防热材料,采用电弧风
洞加热设备对其防热性能进行了考核,并对其力学及热物理性能进行了研究。结果表明,在两种长时间(1 000
s 左右)热环境的考核下,蜂窝增强低密度材料烧蚀后背面温度均低于200℃,表面碳层均匀、完整,无明显烧蚀
量,显示了优异的隔热性能和良好的抗气流冲刷能力。     

热固性芳纶织物/环氧树脂支撑管动态特性分析

利用热固性树脂基体在玻璃态转变温度（T_g）前后表现不同的材料特性，制备了Kevlar29芳纶织物/E51环氧树脂基复合材料和三根充气展开支撑管。给出了芳纶织物增强环氧树脂支撑管制备工艺，其中基体温度采用电阻丝加热控制，管体固化形状采用聚酰亚胺薄膜内胆充气加压方法控制。研究了支撑的折叠和展开特性，当T>T_g时卷曲折叠并冷却定型用于储存，然后采用二次加热T>T_g和充气加压方法控制展开，最终支撑管形状回复率100%。采用模态分析讨论了温度、树脂含量、织物铺层厚度和充气内压等参数对悬臂状态下支撑管的固有频率影响规律。结果表明：随充气压力增加、树脂含量提高、织物铺层厚度增加、基体温度降低，芳纶织物增强环氧树脂支撑管的固有频率增大。采用曲线拟合方法获得固有频率随充气压力和温度的变化规律，结果可为充气展开支撑管设计提供参考。     

空间探测烧蚀防热材料应用及趋势

综述了国内外空间探测器烧蚀防热材料的种类及其应用情况,美国主要包括高密度酚醛/玻璃钢、蜂窝增强烧蚀防热材料、PICA及PICA-X以及高密度碳酚醛材料等,国内则主要包括酚醛/尼龙、蜂窝增强烧蚀防热材料和NF材料,介绍了这些材料所应用的探测器、气动加热环境、防热材料性能和防热结构成型技术。总结了美国空间探测防热材料研制中出现的两次烧蚀异常及导致的探测器选材变化,可见防热材料与热环境耦合关系复杂。同时介绍了我国针对防热材料抵御异常损伤开展的部分工作。最后对空间探测防热材料的应用与发展做出了展望。     

Investigations of entrainment characteristics and shear-layer vortices evolution in an axisymmetric rear variable area bypass injector

In this study,firstly,for the axisymmetric RVABI,the change-rule of adverse pressure gradient caused by radial velocity during the transition of internal flow mode in variable geometry is summarized,and a Bypass Ratio(BR) iterative algorithm based on the empirical correlation of non-equilibrium pressure is proposed.The algorithm can estimate the nonlinear relationship between area ratio and BR,with an error range falling below 6.5%.Then,we discuss the favorable effect of uniform mixing on the th...     

三种高强铝合金高温组织实时观察研究

2219、2A14、2195铝合金是航天领域常用的三种结构材料，特别是2195合金，因其密度低、比强度和比刚度高等优势在航天的应用越来越广泛。本文基于高温金相实时观测系统，在50 K/min加热速率下对强化态（固溶+时效）下的三种铝合金常温（约25℃）至软化温度（约600～660℃）下微观组织及相组成的变化过程进行了实时观察。结果表明：强化态下的三种铝合金均在高于其固相线的温度下发生了熔化，高温金相视场中的初始熔化位置位于圆形相（含有Al、Cu元素）附近，而块状相（含有Al、Cu、Fe等元素）则最后发生熔化。重新凝固后材料显微硬度降低50%左右，表明基体中的增强相减少；先析α相中Cu含量降低，大部分Cu元素均富集于晶界上形成接近共晶成分的网状富Cu相；未溶块状相熔点较高，重新凝固后被推移到晶界。对三种铝合金分析对比结果表明，2195合金固液温度区间最小，高温下形成的网状富Cu液膜最容易被拉开，因此该材料热裂纹敏感性最大。