“嫦娥”六号返回器轻质防热材料研究

概述了“嫦娥”六号返回器防热材料在特殊热环境和苛刻质量要求下的设计理念和设计方法、烧蚀试验考核、烧蚀机理分析及工艺技术突破。“嫦娥”六号防热材料保障了世界首次月背采样安全返回,促进了我国航天器热防护技术发展。

再入体碳基防热材料烧蚀流场红外辐射模拟

烧蚀效应是高超声速飞行器目标特性分析评估中的重要问题之一。基于高温反应气体动力学方程与辐射输运方程,建立了飞行器表面防热材料热化学烧蚀流场及其红外辐射特性的计算模型和方法。以钝锥体弹头外形及其表面防热材料碳-碳为对象,研究了材料烧蚀效应对再入目标流场红外辐射特性的影响,分析了再入体烧蚀流场及尾流在不同波段红外辐射的分布特征和变化规律。研究发现:典型状态计算结果与试验测量及文献预测结果一致,表明烧蚀流场及红外辐射模型和方法的可行性;材料热化学烧蚀现象对再入流场红外辐射特性产生严重影响,使3~8μm波段尾流积分辐射强度增加一个量级以上,并随着尾流长度增加而增大;烧蚀流场红外辐射主要来自CO、NO和CO_(2)等化学组分,烧蚀对1~3μm波段流场红外辐射影响相对较弱;再入速度不变情况下,烧蚀流场在3~8μm波段红外辐射强度随再入高度降低而增强;再入高度不变情况下,烧蚀流场在同样波段红外辐射强度随着再入速度减小而减弱。

烧蚀防热材料在线后退测试技术研究进展

介绍了基于熔点法、辐射法、电阻法、声波法以及摄影法等测试技术的原理和进展,从嵌入式和非嵌入式两类测试方案展开分析了烧蚀后退测试技术发展的特点和不足。当前,烧蚀后退在线测试仍然以嵌入式为主;综合来看,电阻法是实现在线后退测试的最佳方案;非嵌入式方案虽然离飞行测试还有一段距离,但是其在地面试验中作为验证技术已逐渐成熟。更加频繁的星际进入任务必将全方位提升在线后退测试技术。

抗核爆X射线的防热材料微结构研究

对几种抗核爆X射线的防热材料随机产生的Voronoi微结构进行能量沉积计算,得到材料在X射线照射方向不同深度处沉积的比内能,结果表明:相同的X射线照射下,不同参数条件的Voronoi结构能量沉积的平缓程度(即剖面梯度)不同。3种随机Voronoi结构的表征值分别为77.22%,79.56%,84.14%,表明Voronoi多边形结构可提高防热材料抗核爆X射线能力。

航天飞行器热防护系统及防热材料研究现状

随着航天技术发展,飞行器的飞行速度更快,服役环境更加恶劣,有效的热防护系统是保证飞行器安全飞行的关键系统之一。本文综述了被动防热系统、主动防热系统和半被动防热系统3类热防护系统在航天飞行器上的应用现状,重点介绍了金属基复合材料、碳基复合材料、陶瓷基复合材料、树脂基复合材料和气凝胶材料,5类防热材料在航天领域的应用发展情况,并提出了航天飞行器未来热防护的发展趋势。

我国高性能烧蚀防热材料用酚醛树脂研究进展

从结构改性、改性剂改性两方面讨论了酚醛树脂的改性研究进展,分析了各种方法的改性机理、优缺点、应用现状和开发前景。指出改性剂改性比结构改性工艺简单、适用面广,是一个颇具前景的研究方向。

四种防热材料的烧蚀侵蚀试验研究

主要研究了 2 .5D高硅 /酚醛、短纤维模压高硅 /酚醛、斜缠高硅 /酚醛、三向碳 /碳等四种材料的驻点烧蚀侵蚀性能。结果表明在燃气流中粒子含量、速度、粒子种类对材料驻点烧蚀侵蚀有非常大的影响 ,在烧蚀侵蚀过程中 ,粒子的侵蚀起主要作用。

碳纤维表面特性对防热材料烧蚀性能影响的研究

为了提高碳 /酚醛防热材料的烧蚀性能 ,着重对碳纤维的表面特性进行了分析研究。结果表明 ,碳纤维的表面状态对防热材料烧蚀性能有很大的影响 ,其中主要的影响因素是纤维的捻度和浆料。为了改善材料在高状态试验条件下的烧蚀性能 。

低密度防热材料烧蚀性能研究

对两种蜂窝增强低密度烧蚀防热材料和一种中密度烧蚀结构材料力学性能及隔热性能进行了测试,同时通过电弧风洞对三种烧蚀防热材料的烧蚀性能进行了研究。结果表明,在一定的热流状态下,蜂窝增强低密度防热材料未出现烧蚀后退,而是轻微膨胀,且材料密度对其烧蚀形貌及碳层厚度均有一定影响;不同防热材料在烧蚀过程中存在热量传递与重新分布,从而减缓防热性能较差材料的烧蚀程度,提高两种材料的烧蚀匹配性能。隔热性能好的材料碳层厚度小,但隔热性能与碳层厚度无线性关系。

树脂基防热材料烧蚀性能表征的探讨

采用氧 乙炔烧蚀试验研究了传统炭布增强酚醛(钡酚醛)、硼改性酚醛及聚芳基乙炔三种防热材料(C/BaF、C/FB、C/PAA)的烧蚀性能。结果表明,这三种材料的质量烧蚀率和基体树脂的耐热性能一致,数据变异系数Cv较小(7.1%13.8%),可作为评价烧蚀材料烧蚀性能的重要指标;线烧蚀率数据的离散系数较大(23.9%232.5%),C/BaF和C/PAA材料出现了负的线烧蚀率现象,因此线烧蚀率不适宜作为评价2D树脂基防热材料烧蚀性能的指标。采用质量烧蚀率和烧蚀因子可较好地表征和比较烧蚀材料的烧蚀性能。

火星科学实验室进入舱防热材料的发展及相关气动热试验

简要回顾了人类火星探测并成功着陆火星的历史,对火星的基本情况及进入环境进行了介绍。对火星科学实验室项目情况、飞向火星的过程及进入气动热环境进行了描述。详细介绍了火星科学实验室进入舱防热材料的发展及相关气动热试验。

防热材料用氮化硼纤维的制备及其在空间技术领域中的应用

氮化硼(BN)纤维与某些无机纤维相比,具有耐高温、耐化学腐蚀、电热性能好、耐辐射等优良特性。它的抗氧化温度比碳纤维、硼纤维的高。在惰性条件下2500℃以上仍保持稳定,在氧化气氛中850℃仍是稳定的。因此,它可作为防热、隔热材料、高温过滤材料和电器绝缘材料,特别是该纤维在宇航技术领域方面的潜在应用前景更为广阔,可做抗烧蚀罩、电绝缘器、雷达天线窗、军用防护宇航服、抗中子防护罩和重返大气层的降落伞等。

防热材料高温烧蚀-相变特性的细观研究

通过高温环境下防热材料体积烧蚀机理的分析 ,利用细观力学的 Eshelby等效夹杂方法研究了材料烧蚀-相变特性和热力学性能变化规律。假设材料热化学反应后热解生成相介质统计均匀分布 ,考虑了热解反应产生的气孔与固体相介质之间的相互作用 ,预报了不同基体材料弹性模量随温度、加温速率之间的变化关系 ,并与实验结果对照 。

一种高孔隙轻质防热材料炭化微观分析

对一种密度为1.0 g/cm3的高孔隙结构轻质树脂基防热材料进行了炭化前后SEM扫描电镜观察,分析了其微观变化。结果表明,该材料炭化后仍保持较好闭孔结构,均匀分布的闭孔结构具有使材料保持低热导率特性、阻止微裂纹扩展及缓解热变形等作用。

临近空间高超声速飞行器防热材料的发展

简要叙述了临近空间的定义及临近空间的飞行器类型,回顾了美国临近空间高超声速飞行器的发展历程,主要介绍猎鹰计划的研究目标及军事应用,重点介绍猎鹰计划中高超声速飞行器防热材料的发展。

玄武岩纤维/氨酚醛树脂防热材料的性能

针对目前固体发动机喷管防热材料的发展现状,制备了玄武岩纤维/氨酚醛树脂复合材料,测试其力学、热以及烧蚀性能,对测试后试样表面进行微观结构分析.结果表明,复合材料的密度＜1.75 g/cma,轴向压缩强度可达335 MPa,轴向和径向热导率为（0.3～0.4）W/（m·K）,满足设计要求.

碳布增强聚芳基乙炔新型防热材料

本文研究了新型高碳聚芳基乙炔树脂（ＰＡＡ） 的成碳率及其碳布增强防热材料（２ＤＣ／ＰＡＡ） 成型工艺，对复合材料的性能进行了表征。结果表明，聚芳基乙炔树脂的成碳率高于酚醛树脂， Ｃ／ＰＡＡ 材料烧蚀性能优异，氧－ 乙炔线烧蚀率０ ．００４ ｍ ｍ／ｓ ；但材料机械性能较低，剪切强度仅为５ ．８ ＭＰａ 。

固体火箭发动机喷管用树脂基烧蚀防热材料研究进展

从材料和成型两个方面介绍了树脂基烧蚀防热材料的研究进展情况。主要包括基体材料、增强材料,以及模压、缠绕、铺放与RTM成型工艺的研究情况。

1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究

文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验。另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%。

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。