原子氧对航天器用有机热控涂层影响的研究

以在我国某型号卫星上应用的两种有机热控涂层——改进型S781铝灰漆和S956灰漆作为对象，首次就近地轨道原子氧环境对涂层性能（太阳吸收比αS和红外半球发射率εH）的影响进行实验研究。实验中采用同轴源原子氧装置，以近地轨道原子氧通量条件对涂层进行试验。结果表明，原子氧对涂层表面的侵蚀作用是造成涂层性能退化的主要原因，在相同的原子氧剂量下，涂层性能变化的程度与涂层组成成分的配比有关。     

纳米Fe2O3的制备及其对AP热分解的催化作用

采用溶胶-凝胶法、水热法及强迫水解法,制备了球形、立方形、纺缍形及针形四种不同形貌的纳米Fe2O3粒子.通过透射电子显微镜(TEM)、X衍射(XRD)、比表面积(BET)对纳米粒子的粒径、形貌、结构、比表面积进行了表征,用差示扫描量热仪(DSC)研究了Fe2O3对高氯酸铵(AP)热分解的催化性能.结果表明纳米Fe2O3对AP的高温热分解催化作用较微米的效果好.不同形貌的纳米Fe2O3粒子有着各自不同的比表面积,比表面积较大的纳米纺缍形和针形Fe2O3较比表面积较小的纳米立方形和球形的催化效果好.比表面积最大的纳米针形Fe2O3使AP的高温热分解峰温度降低了67.3℃,表观分解放热提高了785J·g-1,表现出较好的催化性能.     

燃速调节剂对RDX/AP/HTPB推进剂热分解的影响

利用高压差示扫描量热法（DSC）研究了含不同燃速调节剂（亚铬酸铜、草酸铵、碳纤维）的RDX／AP／HTPB推进剂热分解性能，研究发现，调速剂对推进剂燃速的影响与其对推进剂主要组分（RDX、AP和HTPB）峰温、推进剂初始放热量的影响密切相关，燃烧催化剂亚铬酸铜和碳纤维使RDX，AP的分解峰温降低，使推进剂的初始分解阶段放热量增大，分解放热峰增多，故导致推进剂燃速增加，而草酸铵使RDX的分解峰温升高，使推进剂的初始分解阶段放热量降低，所以导致推进剂燃速降低。     

低地球轨道环境对材料的影响

综述了原子氧、空间辐射、热循环、高真空、微流星和空间碎片等低地球轨道环境因素对材料性能的影响；从地面模拟实验、材料研制与防护涂层的开发等方面提出了急需解决的问题，为空间站、人造卫星等低轨道航天器用材料的选择与研制提供了依据。     

在ZS195直喷式柴油机中燃用二甲基醚(DME)的实验研究

本实验使用二甲基醚-柴油二元混合燃料,在对原发动机的燃料供给系统做尽量少的改动的原则下,柴油机的排放大大降低,同时发动机仍能保持原有的动力性能。理论分析和实验证明二甲基醚是一种极有应用前景的柴油机代用燃料。      

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。     

高导热树脂基复合材料的研究进展

综述了树脂基导热复合材料的导热机理及模型、种类以及影响因素,列举了金属、陶瓷、碳质以及混杂填料4种树脂基导热复合材料,分析探讨了树脂基体种类,导热填料种类、形状和用量,导热填料/树脂基体界面以及制备工艺等对复合材料导热性能的影响,并对高导热树脂基复合材料的应用前景和发展趋势进行了展望.     

超临界态碳氢燃料流固耦合传热及热裂解的计算方法研究

为深入研究主动再生冷却机理,采用固体热传导方程和流体控制方程,建立了超临界态碳氢燃料耦合传热及热裂解的数值方法。对两种实验状态下电加热管内RP-3航空煤油的耦合传热及热裂解过程进行了计算研究,其中RP-3的热裂解反应由包含1个总体反应和23个二次反应的Modified Kumar-Kunzru反应机理模拟。两种状态下计算得到的外壁温、燃料温度、RP-3裂解率以及裂解产物分布与测量值的最大误差分别小于10%和15%。计算与实验结果吻合较好,表明建立的数值方法是准确的,可以作为研究超临界态碳氢燃料耦合传热及热裂解特性的有效计算分析工具。     

高超声速飞行器隔热材料技术研究进展

综述了以刚性陶瓷隔热瓦、陶瓷纤维隔热毡及轻质烧蚀材料为代表的飞行器隔热材料技术最新研究进展,详细介绍了这些隔热材料的组成、结构和性能特点,总结了这些材料在高超声速飞行器上的应用,展望了高超声速飞行器隔热材料的未来发展.     

针刺预制体分层对燃烧室C/C-SiC热防护结构的影响

开展了针刺预制体分层对吸气式发动机燃烧室C/C-SiC热防护性能影响的实验研究。分析了针刺预制体制作过程中出现预制体分层的原因,指出缠绕张力大小是导致制体分层的因素。通过比较有分层和无分层两种情况的实验结果,发现预制体局部存在的分层,造成了C/C-SiC热防护结构在热防护实验中出现结构破坏,说明由于预制体分层会引起C/C-SiC热防护结构存在局部层间结合力弱以及局部区域存在SiC基体聚集区,从而严重影响C/C-SiC热防护的结构完整性。为了避免出现针刺预制体分层,提出了在预制体制作过程中控制环向纤维缠绕张力的大小和均匀性,并在其完成初步致密化后进行CT检测,发现可能存在的分层,并指出预制体密度大小与预制体是否存在分层有一定的关联性,应通过实验结果和检测结果的统计分析,确定合理的预制体密度大小范围。提出从宏观上预制体密度指标作为评定预制体是否存在分层的判据。