柔性隔热毡高温拉伸作用下的热力响应

飞行器在超高速飞行时表面温度高达几千甚至上万摄氏度,因而需要通过对其表面进行热防护设计来保护其内部人员和设备。为了适应小型化和低发射成本的要求,热防护材料不仅要具有较好的隔热性能,还应具有较低的密度。柔性隔热毡因具有轻质、隔热能力强、高温下性能稳定等特点,可以对飞行器内部的结构和仪器设备起到良好的热防护作用。开展柔性隔热毡热力联合作用下的数值模拟并通过实验进行验证,分析隔热毡内部的热传递规律。

形状记忆聚合物及其复合材料空间辐照环境效应研究进展

形状记忆聚合物及其复合材料具有密度低、可回复变形大、刺激方式可控、成本低等优点,可应用于空间可展开结构,但空间辐照环境对其在轨安全带来了严重的威胁。首先介绍了形状记忆聚合物及其复合材料的分类,接着总结了基于形状记忆聚合物的空间可展开结构应用现状,然后分析了高能电磁辐射、高能粒子辐射和原子氧等空间环境对形状记忆聚合物及其复合材料性能的影响,最后对形状记忆材料空间辐照环境效应的研究成果进行了总结并对未来发展方向进行了展望。

电磁耦合场对星载弹性元件结构和性能的影响

星载可展天线广泛使用了弹性元件,这些弹性元件机械性能的一致性和稳定性对天线的展开和正常服役至关重要,是可展天线产品满足形面精度指标要求的重要支撑。采用宏观和微观试验相结合的方法,旨在探究电磁场对弹性元件结构和性能的影响,分析其影响机制,为提升星载弹性元件机械性能的一致性和稳定性提供新的途径。研究发现电磁耦合场能够在不改变原有产品精度等级及内部成分的情况下,将星载弹性元件刚度提升2.11%,刚度分布方差降低一个数量级;显微硬度最大可提升8.42%,硬度方差分布下降40.79%;抗蠕变性能提高45.76%,在强化机械性能的同时提高弹簧刚度分布和硬度分布的均匀性,减小个体差异。另外金相微观组织的观测结果显示电磁耦合场对弹簧机械性能的改善具有细晶强化和沉淀强化的作用。电磁耦合强化对提高星载弹性元件结构的性能稳定性和一致性具有重要影响,该技术在未来航天领域具有良好前景。

可重复使用飞行器用低密度烧蚀防热涂层研究

通过简便、高效的方法合成了硅氮化合物,以此为固化剂,分别完成了轻量化组元和烧蚀维形组元研究,最终获得了热稳定性优异、高温下尺寸稳定性高、抗烧蚀性能好的可重复使用飞行器用低密度防热涂层。结果表明,该防热涂层经过有限次静态烧蚀,密度、质量保留率均趋于稳定,力学性能能够满足使用需求。涂层经过高达10次石英灯烧蚀考核,防隔热性能无下降;经过5次风洞烧蚀考核,防热涂层抗烧蚀、防隔热性能无下降,进一步证明该种防热涂层经过有限次重复使用,仍能够对飞行器起到良好的热防护作用。

高海拔铁路隧道紧急救援站排烟结构尺寸参数及排烟效果

为明确高海拔铁路隧道紧急救援站排烟结构合理的尺寸参数,以某高海拔铁路特长隧道为工程依托,数值模拟并分析救援站联络排烟道数量、直径以及平行排烟道尺寸对排烟效率、站内温度和能见度的影响。结果表明:总体上距火源越近,排烟效率、拱顶及疏散站台温度越高,且火源前端能见度显著高于后端,但不同排烟结构参数下的具体分布规律差异显著;随着联络排烟道数量增加,救援站排烟效率略有增加,救援站后端拱顶温度显著降低,部分联络排烟道会出现烟气倒流,救援站疏散站台特征高度能见度低于10 m的范围显著增加;随着联络排烟道直径增加,救援站排烟效率及救援站两端拱顶温度均降低,救援站能见度显著下降;平行排烟道尺寸对救援站排烟效率及站内温度分布影响较小,但随着尺寸增加,救援站疏散站台特征高度能见度低于10 m的范围呈“先增后减”的变化趋势,紧急救援站内联络排烟道数量设置不宜过多,推荐联络排烟道直径为3 m,平行排烟道断面宽度为5 m。

不同载荷边界典型负泊松比结构等效力学建模

为探索不同载荷边界下典型负泊松比结构(内凹六边形结构)的力学行为,基于Euler梁理论建立了不同变形特点的弹性等效力学理论模型,并通过有限元分析揭示了变形过程、验证了理论解的准确性。结果表明,不同载荷边界下结构的变形模式不同,体现为:均布载荷作用下横梁和侧壁都发生弯曲变形,平板载荷作用时仅侧壁发生变形,集中载荷作用时弯曲变形由横梁主导。有限元分析指出,3种载荷边界下内凹六边形结构发生塑性大变形后都能实现压缩-收缩的负泊松比效应,且平板加载时结构的负泊松比效应最佳。等效泊松比的理论预测值与有限元分析结果具有较好的吻合度,弹性范围内等效泊松比在均布载荷条件下为正值、在平板载荷条件下有最大的负值、在集中载荷条件下接近于零。本研究为固体火箭等高轻量化需求装备提供了潜在方案。

梯度硅铝管壳回流焊接快速冷却热力仿真研究

针对某航天电子管壳焊接组件冷却过程中的热力耦合影响问题,建立了焊接组件的有限元热分析模型,研究了在快速冷却过程中梯度材料分布对低温共烧陶瓷(low temperature co-fired ceramic,LTCC)基板、梯度管壳的残余应力和变形的影响。以不超过基板断裂强度为前提条件,以降低管壳整体的残余应力与变形为优化目标,采用了多因素变换优选法,确定了管壳材料的最优梯度分布方案,即合金管壳自上而下的梯度分布为Al-35Si、Al-42Si、Al-50Si、Al-60Si、Al-70Si。其中,Al-35Si厚度为2.5mm,Al-42Si与Al-60Si的厚度均为1.6mm,Al-50Si厚度为0.8mm,Al-70Si厚度为2mm。在该方案下,LTCC基板冷却至室温时的最大变形量为4.86μm,最大第一主应力为6761MPa,远小于LTCC材料的断裂强度320MPa;管壳冷却至室温时的最大变形量为18.291μm,最大残余应力值为20.46MPa,远小于管壳材料的屈服强度100MPa。管壳各层之间的应力集中现象不明显,管壳的整体焊接质量得到提升。

宇航紧固件用TB3钛合金棒材本构方程建立

对宇航紧固件典型规格Ф4.88 mm的TB3钛合金棒材开展了热压缩实验研究,对TB3钛合金的热压缩流变曲线进行了摩擦和温度双修正,并利用修正后的数据计算出热激活能Q、应力指数n、应力水平参数α以及与温度无关的常数ln A等参数,构建了更准确的Arrhenius双曲正弦本构方程。研究获得的TB3钛合金本构方程,可以为宇航紧固件及精密结构件的冲压成型有限元模拟及工艺优化提供支撑。

星载低真空逸气氰酸酯树脂的制备与性能

通过在氰酸酯树脂中添加不同低含量环氧树脂AG80和催化剂苄基二甲胺(BDMA),分析了低含量环氧树脂改性氰酸酯树脂的微观结构、固化热效应、真空逸气特性、力学性能、吸水率和热失重。实验结果表明,在催化剂BDMA的作用下,当环氧树脂AG80的质量分数为5%和8%时,可以有效促进氰酸酯的固化程度,减少未固化小分子数量,进而改善氰酸酯材料的真空逸气性能。其中BADCy-1的真空逸气性能和耐湿性能达到最优,总质量损失(TML)和可凝挥发物(CVCM)分别为0.41%和0.03%,吸水率降低15%。BADCy-2的力学性能达到最优,拉伸强度和弯曲强度改善效果显著,分别提高23%和20%。同时随着环氧树脂含量的增加,材料的耐热性能有所下降。

电极间距对防原子氧聚硅氧烷薄膜性能的影响

与传统制备防护薄膜的方法相比,等离子体聚合法是一种更高效、干燥和简易的制备方法,可以在各种基底上制备数百纳米厚的致密薄膜涂层。采用等离子增强化学气相沉积(PECVD)法在大面积柔性聚酰亚胺Kapton基底上制备了聚硅氧烷防原子氧薄膜。用SEM、AFM、FTIR和XPS等表征分析了电极间距对聚硅氧烷薄膜性能的影响。结果表明,减小电极间距加速了单体的解离和碳基成分的氧化。随着电极距离的减小,薄膜的沉积速度增大,薄膜从有机无机聚硅氧烷薄膜(SiO_(x)C_(y)H_(z))向无机薄膜(SiO_(2))转化。薄膜中高解离能Si-O键的增多,降低了原子氧的侵蚀率。研究结果为用PECVD方法制备其他有机硅功能薄膜奠定了技术基础。

高导热石墨薄膜真空环境下导热性能测试验证

石墨薄膜具有极佳的导热性,可满足航天器内部高功耗电子设备的散热需求,但由于其易掉渣掉粉及稳定性差而不能直接应用于航天器热控系统。鉴于此,文章提出对石墨薄膜进行封装处理,并对制备出的封装石墨薄膜进行了性能测试,结果表明:石墨薄膜经过封装后解决了掉渣掉粉问题。随后将封装石墨薄膜应用于卫星单机设备,在轨和仿真数据表明:某型号的姿轨控扩展单元单机的最高温度较不使用封装石墨薄膜时下降了7℃,另一型号的应答机单机最高温度下降了8.5℃,达到控温目的。封装后的石墨薄膜适用于航天器设备且具有良好的散热性能。

石墨烯膜实现超高压太阳电池阵的静电防护

针对空间电站太阳电池阵容易在超高压工作下出现静电损伤的问题,通过研制具备高透过率和导电性的石墨烯透明导电膜,实现了全柔性太阳电池组件表面零电位,达到静电泄放的目的。在750 V串间高压的试验条件下,石墨烯膜封装的全柔性太阳电池组件未出现放电现象,电性能未发生变化,证明了石墨烯膜在超高压条件下的静电防护能力。

基于专利视角的全球航天器用热控涂层发展趋势与我国发展对策研究

全球航天产业持续扩大,热控涂层作为航天器热控制设计中常用且必不可少的热控材料,在需求牵引下迅速发展。航天器在不同轨道高度对热控的需求有所不同,逐步形成了不同类型的热控涂层。本文从专利视角分析了不同类型热控涂层的发展趋势和国内头部企业构成,分析技术和竞争格局,为当局者和拟入局者在航天器用热控涂层技术领域的研究方向、市场布局、专利保护和风险防控提供参考和指导依据。

变孔径微穿孔板在空间站应用的初步研究

针对国际空间站舱内噪声控制目标,分析了国际空间站某舱段噪声频谱特点,对变孔径微穿孔板的部分几何参数进行了优化,并对优化后的变孔径微穿孔板吸声性能进行了仿真分析和试验测试。结果表明:某型变孔径微穿孔板在100~400 Hz范围内的吸声系数在0.8以上,优化后的变孔径微孔板在目标吸声频段具有较好的吸声效果。

J312L结构胶空间辐射环境适应性研究

为考察空间辐射环境对J312L结构胶性能的影响,通过电子扫描电镜(SEM)、傅里叶红外光谱(FT-IR)、X射线光电子能谱(XPS)、热重分析仪(TGA)、差示扫描量热仪(DSC)、真空出气和力学性能测试,研究了辐射对J312L结构胶的微观形貌、分子结构、耐热特性、污染特性和力学性能的影响,并对材料辐射老化机制进行了分析。结果表明总剂量辐射对J312L结构胶耐热、真空污染和力学特性影响显著。1.5×10^(9)rad(Si)60Co γ射线辐射后胶黏剂拉伸剪切强度为4.8 MPa,真空总质量损失(TML)为2.36%。与初始相比,玻璃化转变温度和5%热分解温度分别降低了31和84℃,表明高剂量作用下胶黏剂以辐射降解为主。

航天器3D打印金属材料可靠性评估方案设计

随着航天器对3D打印金属材料需求的不断增长,航天器对3D打印金属材料的可靠性也提出了更高的要求。通过对航天器服役环境、3D打印材料特点以及在航天器中的应用功能等因素的分析,从3D打印金属原材料、典型构件和最终产品着手,设置了性能评价技术指标体系、设计了方案实施技术路线、明确了性能指标评价方式,最终形成了航天器3D打印金属材料可靠性评估技术方案,为3D打印材料在航天领域中安全可靠的应用提供了技术支撑。

30%HNO_(3)对2195铝锂合金预腐蚀疲劳特性研究

模拟液体导弹贮箱材料和使用特点,进行2195-T8铝锂合金在30%硝酸溶液中预腐蚀不同时间后的疲劳试验,利用扫描电子显微镜(SEM)、电子背散射衍射仪(EBSD)及透射电子显微镜(TEM)等显微表征方法,研究了预腐蚀对疲劳性能的影响。结果表明:预腐蚀表面形貌以晶间腐蚀和点蚀为主,在轧制方向上形成条带状腐蚀链,其产生与长条形晶界和金属间粒子连续腐蚀作用相关;经预腐蚀后,铝锂合金试样在210,280,330 MPa中等应力幅下的预腐蚀疲劳寿命较无腐蚀试样有所增加,16 h腐蚀试样寿命提高最为明显,其原因是腐蚀通过将合金表面微裂纹、孔洞等缺陷消除、增加表面粗糙度等方式,降低了应力集中程度,进而延缓了疲劳裂纹萌生。

碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用

碳基复合相变装置以高导热碳基复合相变材料为主要储能和导热载体,利用高导热膨胀石墨强化导热,运用相变材料的潜热实现热量的削峰填谷,可有效抑制短时大热耗单机的温升,减少单机非工作时段所需的补偿功耗,节省卫星的重量资源和功耗资源。主要介绍了一种高导热碳基复合相变装置,结合复合相变装置与卫星结构板优化的综合散热系统,用于解决星载短时工作的大热耗单机温度控制问题。通过理论计算与热仿真分析相结合,对复合相变装置进行了优化设计;通过开展专项试验对复合相变装置的热性能和空间环境适应性进行了充分验证;并在整星真空热平衡试验中,验证了复合相变装置对大热耗单机的温度控制效果。

变吸收率涂层在载人飞船的应用效果分析

为解决空间站组合体复杂构型和姿态下载人飞船返回舱舱壁的高低温风险,对舱体所处极端空间低温和高温环境进行识别;对舱体形状和空间外热流进行分析,以神舟十二号任务为例计算返回舱空间热环境,提出一种低发射率和可变太阳吸收率的涂层,并测试了新涂层的热物理参数。新涂层在神舟十二号及后续载人飞船返回舱上得到了应用,对返回舱在轨飞行温度数据进行分析。结果表明:新的涂层可以较好地降低返回舱高温区域的温度,并提高低温区域的温度,消除高温和低温风险。

重复使用液体火箭发动机用材料及工艺研究进展

系统梳理了国外几种典型的可重复使用液体火箭发动机用材料及工艺情况,着重介绍了氢氧火箭发动机、液氧/煤油火箭发动机、液氧/甲烷发动机等可重复使用液体火箭发动机的推力室、涡轮泵、喷管等关键构件材料选用及成型工艺情况。分析各种液体火箭发动机性能需求及结构特点,探究关键材料及工艺技术发展趋势,对比国内可重复使用液体火箭发动机材料及工艺研究现状,为后续可重复使用液体火箭发动机材料及工艺技术发展方向提供思路。