三维编织碳/酚醛复合材料高温热响应的数值计算

为了准确掌握高温条件下防热复合材料的热响应行为,对基体和纤维束分开建模,利用能量和质量守恒方程,并考虑热解过程中酚醛基体密度和材料热属性的变化,计算高温条件下三维编织碳/酚醛复合材料的热响应行为,预测复合材料温度场和热解度的分布规律,并给出质量损失率、炭层生成位置以及厚度的变化情况。结果表明:加热过程中,三维编织碳/酚醛复合材料的温度分布极不均匀,在加热面上基体温度明显高于纤维束温度,而在材料内部竖向纤维束温度反而高于基体温度;加热开始时炭层没有立刻产生,而是需要一段时间的过渡,在此过渡时间内炭层平均厚度为0。     

硅基防热材料表面流动特性研究

硅基复合防热材料在气动热试验时,表面有大量的熔融物质在气流作用下形成流动的液态层,其表面流动特性直接影响防热材料表面温度、质量损失和线烧蚀量,也间接决定了防热材料的烧蚀性能和隔热性能。本文通过烧蚀机理分析和光学非接触式测量的方法,研究某类硅基材料的流动特性。烧蚀机理分析将熔融物质视为液态边界层,研究其与固体防热材料表面之间的运动特性,同时考虑质量引射效应和液态层蒸发现象,得出液态层流动速度与气流剪切力、液态层厚度和液态层动力黏度的相关公式。光学非接触式测量方法以3D摄影测量为基础,结合PIV增量相关匹配算法和光流法,研究熔融液滴在固体防热材料表面整体的和单一的运动特性。在某一特定的流场状态下,对于表面液态层流动速度,烧蚀机理计算结果为26mm/s,而光学非接触测量结果为10mm/s。两种方法的误差来源主要是理论假设、材料参数和测量区域等方面的不同。研究结果表明,液滴之间具有很强的相互作用且流动速度差距较大,烧蚀机理分析可以做为工程计算方法预估试验结果,而光学非接触测量可以做为烧蚀机理分析的验证手段,并给出防热材料在试验过程中的烧蚀特性。     

航天飞行器轻质纳米材料高温隔热性能

纳米隔热材料是一种新型航天飞行器热防护材料。本文使用自行研制的高速飞行器热试验系统,对Al₂O₃纳米材料的高温隔热性能进行试验研究及数值计算,为高速航天器热防护系统的安全可靠性设计提供重要依据。研究结果表明,厚度仅为10 mm的Al₂O₃纳米材料板,当前表面温度为1 200℃时（1 800 s）,前后表面的温度差高达880.9℃,后表面温度降低了73.4%,且隔热性能稳定。另外与某空天飞行器轻质陶瓷材料进行了隔热性能的对比试验,结果显示轻质陶瓷材料板的背壁温度要比Al₂O₃纳米材料板高56%。说明Al₂O₃纳米材料的高温隔热性能非常优异,在航天器和高超声速飞行器热防护中具有重要的应用价值。由扫描电镜（SEM）图像知,当温度超过1 200℃后,Al₂O₃纳米材料颗粒快速聚集生长,颗粒间的空洞尺寸显著增大,材料内部纤维出现熔融现象,裂纹数量增多、深度及宽度显著增大,影响材料表观导热率。另外,当温度高于1 200℃时,纳米材料板边界出现了较大的收缩变形和弯曲变形。基于试验结果可知,Al₂O₃纳米隔热材料应该在小于1 200℃的热环境中使用。     

航空发动机压气机叶片砂尘冲蚀防护涂层关键问题综述

军用直升机和运输机沙漠作战时,砂尘被高速吸入发动机导致压气机叶片外形和结构完整性遭到破坏,严重影响作战性能和耐久性。涂层是提高压气机叶片抗砂尘冲蚀能力的有效措施,但涂层的防护能力与涂层的服役环境、材料体系、结构成份、制备技术以及考核体系等密切相关。结合美军在西亚沙漠作战直升机压气机受损严重的问题,从涂层设计指导性、制备技术可实现性以及试验考核体系的完备有效性三方面综述和对比国内外抗冲蚀涂层研究发展情况,重点分析涂层环境适应性、材料和结构强韧性、制备方法以及考核体系中的影响涂层防护能力的关键问题,深入剖析我国存在的主要差距和原因。分析表明:机理研究不深入、涂层结构与性能设计研究亟待加强、考核手段不完备、研究系统性不强是制约我国抗冲蚀涂层向应用转化的关键,本文对梳理抗冲蚀涂层领域的发展方向具有十分重要的指导意义。     

树脂基防热材料长时间烧蚀后的变形问题

针对树脂基防热材料长时间烧蚀后变形问题进行了分析,通过对某改性石英纤维织物/酚醛复合材料烧蚀后碳层厚度、不同温度线胀系数及力学性能的测试分析,提出内部热应力是导致材料长时间烧蚀后变形的主要原因.     

Ma4-6级别临近空间飞行器材料体系研究

介绍了Ma4～6级别临近空间飞行器飞机表面瞬态温度的计算方法及表面温度分布;阐述了热防护系统的分类及其特点;重点讨论了高马赫数临近空间飞行器对材料的使用要求,以及满足Ma4～6级别临近空间飞行器热防护要求的材料体系方案;提出高马赫数临近空间飞行器的热防护材料发展建议。     

深空探测用热防护材料的现状及发展方向

综述了热防护材料的发展历史,重点介绍了深空探测用烧蚀防热材料体系,并通过Pioneer Venus、

Galileo、Stardust 等探测任务的热防护系统(TPS)选材方案分析,对未来深空探测TPS 材料进行技术需求分析。

     

单相液体发汗冷却规律实验

以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景,制备了全烧结金属多孔介质支板结构,并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究.实验结果表明:液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热,当注入率为2%时,冷却效率可以高达93%;随注入率增大,发汗冷却的冷却效率趋近于100%,增幅逐渐减小;在该实验所采用的两种不同主流温度条件下,相同注入率、相同位置的冷却效率近似相等.对发汗冷却的冷却剂停止供应后的支板表面温度热响应特性进行了初步研究,根据支板内液态水蒸发的过程分3个阶段进行了分析.      

新型耐烧蚀涂层防隔热性能

介绍了一种新型发动机用外防热材料,该防热材料在短时间高热流的条件下,通过电弧风洞试验 考核,试样的背壁温度可降低至144℃,相较于无涂层试样,背温的降温幅度高于300℃。0. 5 mm 厚涂层与0. 8 mm 厚涂层相比,试样背温并无明显优势。且室温固化涂层比高温固化涂层试样背壁温度低30℃,均低于 234℃,均满足设计指标要求的背壁温度低于350℃的使用需求。     

多电飞机高压直流并联供电系统发展现状与关键技术

多电飞机（MEA）逐步实现机载二次能源的统一,可有效提升飞机能源利用率。高压直流（HVDC）供电系统（EPS）从原理上更容易实现电源的并联运行,利于多发动机/多发电机布局下供电容量的扩展,并实现不中断供电,进一步提升系统的供电品质和鲁棒性。分析了高压直流供电系统的特点与优势,系统总结了高压直流并联供电系统的研究现状,在此基础上阐述了并联供电系统的关键技术和问题。提出并构建基于新型双凸极无刷直流发电机的双通道高压直流并联供电系统,实现了系统均流控制,完成高压直流并联供电时突加突卸负载、投入并联、退出并联等动态过程的实验验证。研究结果表明高压直流并联供电系统具有良好的稳态精度与动态性能,在多电乃至全电飞机（AEA）上有重要研究价值和应用潜力,其动态行为、建模方法和控制保护逻辑等问题值得进一步深入研究与实践。