李兴刚
,
张利军
,
胡润芝
,
钱蕴
,
王兴斌
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2014.03.016
采用模压工艺将耐高温阻燃硅橡胶和隔热填料RMX压制成胶结片材,其密度为0.56 g/em3,比热容为1.371 J/(g·K),热导率为80 mW/(m· K),拉伸强度为1.87 MPa,断裂伸长率为25％.在高焓低热流风洞考核环境下,厚度为1 mm隔热材料试件界面平均温度为70.7℃,试片表观完整、无龟裂.
关键词:
复合材料壳体
,
高焓低热流
,
外隔热材料
郭飞鸽
,
吴江涛
,
赵永超
,
胡润芝
,
韦荣
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2014.03.017
利用化学接枝法制备了一种环氧改性硅橡胶.用红外光谱对其结构进行了表征,分析了制备过程中催化剂和环氧树脂含量对其力学性能的影响,同时对其固化体系进行了研究.将所制备改性硅橡胶用于固体火箭发动机外防热涂层材料中,并进行了风洞试验.结果表明:在环氧改性硅橡胶制备过程中加入适量钛酸丁酯,可有效提高改性硅橡胶的力学性能,且其力学性能随环氧树脂含量的增加而提高;当环氧树脂含量＞20wt％后,改性硅橡胶拉伸强度＞2 MPa,扯离强度＞3 MPa; RCA-聚酰胺650复合固化体系是环氧改性硅橡胶合适的固化剂,涂层经过风洞试验后试件结构完整,其背温低于152℃.
关键词:
双酚A环氧树脂
,
硅橡胶
,
改性
,
力学性能
钱蕴
,
张利军
,
李兴刚
,
胡润芝
,
寇朝辉
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2014.03.019
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0.8mm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.
关键词:
防热材料
,
烧蚀
,
风洞
张利军
,
胡润芝
,
钱蕴
,
李兴刚
,
王兴斌
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2014.03.018
针对固体火箭发动机实际使用的热环境要求,研制了一种弹性低密度耐高温隔热涂层,通过石英灯辐射和电弧风洞试验对其进行了防热性能考核.该涂层密度为0.62 g/cm3,伸长率为25％,热导率为0.18W/(m·K);在401℃时DSC失重率仅为6.6％;验证考核表明,采用1.0 mm涂层时,壳体与涂层界面温度最高为77.3℃,壳体背温度最高为44.5℃.
关键词:
隔热涂层
,
低密度
,
耐高温
,
防热性能
