王焕光
,
曲伟
,
淮秀兰
工程热物理学报
针对高超声速飞行翼的气动加热现象,提出了一种基于热管的半主动式热防护方案.该热管为一种楔形腔体热管,工质为碱金属锂.为简化计算,将整个过程解耦为对流区、导热区和气动加热区三个部分.对于对流区,本文采用了文献中提出的“热短路”处理方法,即假设壳体内壁面温度处处相等.对于气动加热区,简化为两段:均匀加热段和均匀散热段,并求出了壳体的温度分布.计算结果表明,温度梯度主要集中在前缘,而在6 MW/m2的热流下,整个结构的最大温差仅为500 K.热管的存在极大地改变了热流通路,使热流由平行于壁面变成垂直于壁面,从而使热阻大为降低.由于高温区域非常集中,腔体式热管可以大幅节省耐高温材料.
关键词:
腔体热管
,
热短路效应
,
气动加热
,
高超声速
,
热防护
朱燕伟
,
孟松鹤
,
易法军
,
赵小光
,
潘威振
复合材料学报
doi:10.13801/j.cnki.fhclxb.20160121.002
为研究用于钝头体高超声速飞行器热防护系统的碳/酚醛复合材料在典型服役环境下的烧蚀机制,首先,建立了烧蚀行为的数学模型,模型考虑了材料表面热辐射、固体相的温升吸热、基体热解反应吸热、高温热解气体引射、质量引射引起“热阻塞”效应、热解气体的温升和膨胀吸热等多种能量耗散机制,并利用有限元方法实现了数学模型的求解；然后,预报了在冷壁热流为400 kW·m-2、焓值为5 MJ·kg-1的气动热环境下碳/酚醛复合材料的烧蚀行为。结果表明：在受热过程中,厚度为20 mm的碳/酚醛复合材料碳化层的深度持续增加,100 s 时的表面温度达到1420 K,背壁温度为346 K,热解气体压力达10.3 atm,碳化层深度为7.50 mm。所得结论可为具有长时间大面积热防护需求的高超声速飞行器的热防护系统设计提供支持。
关键词:
碳/酚醛复合材料
,
热防护
,
多物理场
,
烧蚀行为
,
有限元方法
张巍
,
马磊
,
王国鹏
,
王晓东
,
张涛
,
冯超
,
徐铮
,
章洁平
表面技术
doi:10.16490/j.cnki.issn.1001-3660.2017.02.023
目的 通过双层涂层材料结构,获得综合性能优良的适用于火箭发射台表面的热防护涂层材料.方法 以环氧树脂为底层基体材料,加入不同的助剂,再以有机胶为表层基体材料,加入填料和助剂,制备出一种用于火箭发射台的热防护涂层材料.通过附着力和弹性模量对热防护涂层的力学性能进行研究,通过小型发动机烧蚀试验对热防护涂层的热学性能进行研究.最后,通过将热防护涂层涂覆在火箭发射台上,考察研制的热防护涂层经火箭发射后的实际使用效果.结果 经测试,热防护涂层材料的附着力达到5.35 MPa,弹性模量为446.72 MPa.当涂层厚度为15 mm时,金属背面温度最高不超过40℃.热防护涂层材料线烧蚀率的平均值为0.515 mm/s.将所研制的热防护涂层材料在国内某火箭发射台上进行使用,使用结果表明,该热防护涂层材料能够承受火箭发射时尾焰的燃气流冲刷,涂层的脱落面积不超过总涂覆面积的10%.结论 所研制的热防护涂层材料可以在火箭发射台上使用,并且使用效果良好,起到了保护火箭发射台的作用.
关键词:
热防护
,
涂层材料
,
火箭发射台
,
烧蚀
,
隔热
杨冬晖
,
李猛
,
尚坤
航空材料学报
doi:10.11868/j.issn.1005-5053.2016.2.014
为明确我国未来航天服被动热防护技术的应用发展方向,结合国内外在用近地轨道航天服隔热材料技术的发展现状和先进航天服隔热材料的设计需求,对先进航天服隔热材料的相关研究进行了评述.目前,多层隔热组件是在近地轨道和月面等高真空环境下隔热效果最理想的材料,但为提高服装的活动性能和对空间环境的适应能力,需作进一步改进.纤维类材料在航天服隔热应用方面具有传统优势,但在面向火星任务为代表的低真空环境的深空探测中,未能达到热导率和材料厚度相结合的隔热目标;气凝胶类材料具有较低的热导率,在火星大气环境下具有最好的隔热性能,但无法规避粉尘污染及机械耐久性等问题.研究具有更细纤维尺度和特殊空隙结构的纤维种类,制备具有柔韧耐久特质的有机气凝胶材料,探索具有不同技术优势的材料的组合应用,将成为解决未来先进航天服隔热问题的主要途径.
关键词:
航天服
,
隔热材料
,
热防护
,
近地轨道
,
深空探测
