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智能热控涂层性能研究

功能材料 doi:10.3969/j.issn.1001-9731.2013.20.012

采用高温烧结固相反应法制备了钙钛矿结构锰化合物热控涂层。利用变温场稳态卡计法半球热辐射率测试设备研究了热控涂层的红外半球发射率和温度之间的关系。结果表明该化合物在低温条件下表现为低热辐射率特性，在高温表现为高热辐射率特性。此外，还对该热控涂层进行了真空-紫外、真空-质子、真空-电子辐照、热循环、真空-放气等空间环境模拟实验，实验表明这种智能涂层具有良好的空间稳定性。说明该热控涂层在未来的航天器上具有广阔的应用前景。

关键词: 热控涂层 , 航天器 , 可变发射率 , 辐照实验

航天器用十一种热控材料热物理性质及其与显微组织和工艺因素关系的研究

蔡岸 , 谢华清 , 奚同庚

无机材料学报 doi:10.3724/SP.J.1077.2006.01173

应用自行研制的激光脉冲法热导仪、小平板稳态法热导仪、铜卡计和冰卡计法比热仪, 对航天器用的十一种热控材料的导热系数、导温系数和比热及其与材料显微组织和工艺因素的关系进行了实验研究. 结果表明, 在室温至1800℃温区内, 绝热材料和防热材料的导热系数均随温度升高而增大, 多孔绝热材料的有效导热系数是由多种导热因子相互作用的结果, 并存在对应于最小导热系数的最佳密度. 所得数据为热控材料的优选提供了科学判据, 亦为航天器的热控系统热设计提供了参数.

关键词: 航天器 , porous insulation materials , thermal protective materials , thermophysical property

多层隔热材料及其在航天器上的应用

江经善

宇航材料工艺 doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2000.04.004

综述了多层隔热材料的隔热原理、隔热性能表征方法、组成、性能，以及在航天器上的应用。通过选用不同的反射屏和间隔物可得到一系列常温、中温和高温使用的多层隔热材料。对于以双面镀铝聚酯薄膜为反射屏的常温多层材料，采用疏松纤维、网、泡沫塑料的间隔物，均有良好的隔热性能，其当量热导率可达10－4 W/m*K的量级。

关键词: 多层隔热材料 , 航天器

弹丸超高速撞击半无限厚铝板数值模拟

马志涛 , 张伟 , 贾斌 , 庞宝君

材料科学与工艺 doi:10.3969/j.issn.1005-0299.2004.03.016

微流星体及空间碎片的超高速撞击威胁着长寿命、大尺寸航天器的安全运行,导致其严重的损伤和灾难性的失效.撞击损伤特性研究是航天器防护设计的一个重要问题.本文采用AUTODYN软件的Lagrange法对半无限铝板的超高速斜撞击和与其具有相同法向速度的正撞击进行了模拟,给出了不同撞击角和不同法向速度下半无限厚铝板弹坑深度、宽度、长度的变化规律及多弹坑的形成过程,并与经验方程进行了比较分析.结果发现:随撞击角的增加,弹坑的深度和宽度减小,而弹坑的长度增加;随撞击速度的增加弹坑的直径和深度增加;在撞击角大于70度时出现多弹坑.

关键词: 航天器 , 空间碎片 , 超高速撞击 , 半无限板 , 数值模拟

MD-130胶黏剂固化工艺及空间适用性研究

李岩 , 刘泊天 , 张静静 , 高鸿 , 邢焰

宇航材料工艺 doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2015.01.010

为满足航天电子产品的工艺实施和空间服役要求,本文详细开展了MD-130胶黏剂的固化工艺及空间适应性研究.结果表明,在150℃等温固化60 min后其拉伸剪切强度达到18 MPa,表明其为优选的固化工艺.高低温环境冲击和低剂量的粒子辐照后胶黏剂固化反应更加充分,其芯片剪切强度提高,而大剂量辐照致使高分子降解现象明显,造成了胶接强度的降低.经环境试验后,MD-130胶黏剂仍具有良好的力学性能,满足设计使用要求.

关键词: 航天器 , 固化 , 力学性能 , 辐照

热平衡试验温度稳定判据研究

付仕明 , 郄殿福 , 刘锋

工程热物理学报

航天器的热平衡试验持续时间长,费用巨大,缩短热平衡试验时间能够有效的缩短航天器开发周期和节约研制费用.在航天器的热平衡试验中温度稳定判据给出了结束试验的条件.本文对应用和不应用温度外推结果的两种温度稳定判据做了简要介绍,详细比较了应用这两种不同温度稳定判据时的试验结果和持续时间.结果表明热平衡试验中温度稳定判据应用了温度外推结果后能够在准确获得试验温度的同时缩短试验时间.

关键词: 航天器 , 试验 , 温度 , 稳定

航天器用十一种热控材料热物理性质及其与显微组织和工艺因素关系的研究

蔡岸 , 谢华清 , 奚同庚

无机材料学报 doi:10.3321/j.issn:1000-324X.2006.05.024

应用自行研制的激光脉冲法热导仪、小平板稳态法热导仪、铜卡计和冰卡计法比热仪,对航天器用的十一种热控材料的导热系数、导温系数和比热及其与材料显微组织和工艺因素的关系进行了实验研究.结果表明,在室温至1800℃温区内,绝热材料和防热材料的导热系数均随温度升高而增大,多孔绝热材料的有效导热系数是由多种导热因子相互作用的结果,并存在对应于最小导热系数的最佳密度.所得数据为热控材料的优选提供了科学判据,亦为航天器的热控系统热设计提供了参数.

关键词: 航天器 , 多孔绝热材料 , 防热材料 , 热物理性质