Al25Si-xMo/（C/C）耗散防热材料的设计制备及性能研究
发布时间：2021-12-02 01:02
高超音速飞行器端头与固体火箭发动机喉衬材料所处的环境温度在2000℃以上,需要防热材料在满足非烧蚀或微烧蚀的基础上,兼具低密度与较高的力学性能。本研究试图开发一种Al-Si-Mo三元耗散剂,以提高耐烧蚀性能并采用C/C复合材料作为基体提高其力学性能。依据耗散防热机理设计了耗散剂的组分,发明了液相浸渍-压力浸渗两步法制备轻质、高强度、耐长时烧蚀的Al25Si-x Mo/（C/C）耗散防热复合材料的方法。利用金相显微镜（OM）、扫描电子显微镜（SEM）、拉曼光谱、X射线衍射、X射线荧光光谱等手段研究了耗散防热复合材料的组织与物相;通过三点弯曲试验、压缩试验研究了复合材料的力学性能;测试了复合材料的热膨胀性能与抗热震性能。通过氧乙炔（OA）烧蚀试验对复合材料的烧蚀性能与烧蚀行为进行了研究,探究了Mo元素对复合材料性能的影响。复合材料基体采用了密度为1.73g/cm3的碳毡型C/C复合材料,不同区域的石墨化为度在23.5%56.8%之间。孔隙率为20.26%,超过90%以上为三维连通孔。采用钼酸铵作为Mo的先驱体,发明了液相浸渍获得稳定的C/C-MoO3预制体制备方法,并...
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：86 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
典型发汗冷却喷管结构
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文开的 X-51A 高超音速无人技术验证机以 5Ma 连续飞行了 3 分钟[13]，但在此前经历了数次失败。近年来飞速发展的固体超燃发动机喷口处的温度与工作时间进一步提高，气流速度超过数千米每秒[14]。目前，世界各国的高速飞行器发展迅猛，武器与民用科技的发展对耐烧蚀材料需求很大，2016 年 3 月，朝鲜进行了对其耐烧蚀材料与部件考核的相关报道，可见耐烧蚀复合材料对战略武器的重要程度。图 12(a)是 THAAD 导弹结构示意图，其中，喷管、端部、与燃气舵部分均采用模块化耐烧蚀部件。图 1-2(b)(c)是朝鲜公开的武器某构件烧蚀过程，从图中看，采用了耐烧蚀树脂材料作为导弹端部的材料，但烧蚀后材料外形有一定的变化。
蚀式防热是利用防热材料在受热条件下产生物汽化、蒸发、升华、流失等），将大部分气动加程弹道导弹、飞船、返回式卫星以及低升力再十秒时间、高气动加热率都能适用。有关资料度为每秒 0.5mm 时，那么，它将有 40%左右 20%左右的热量是由于气体产物进入边界层而学反应中被吸收，或从高温表面辐射出去[19-2到了广泛的应用，美国率先研发了升华烧蚀型结构，将大量的热带走消耗[21]。经过长期的发型材料体系，形成了四低一高特点的材料：低具有较高的比热容，能够吸收更多的热量。但烧损值达到厘米级别，图 1-3 是亚特兰蒂斯号个再入过程中，一直处于较高的烧蚀率状态。上被烧蚀的厚度并不是很大，但对空气动力学
【参考文献】：
期刊论文
[1]固体火箭发动机喷管用树脂基烧蚀防热材料研究进展[J]. 梁瑜,郭亚林,张祎. 宇航材料工艺. 2017(02)
[2]2016年国外高超声速打击武器发展综述[J]. 关成启,宁国栋,王轶鹏,胡冬冬,陈敬一. 飞航导弹. 2017(03)
[3]返回舱再入过程中烧蚀影响研究[J]. 徐国武,杨云军,周伟江. 空气动力学学报. 2017(01)
[4]燃气舵烧蚀地面模拟实验设计与计算[J]. 郑兴宇. 科技视界. 2016(17)
[5]烧蚀对返回舱气动特性的影响[J]. 徐国武,周伟江,陈冰雁,詹慧玲,杨云军. 宇航学报. 2014(10)
[6]航天用C/C复合材料及其应用制备工艺[J]. 乔淑欣. 宇航材料工艺. 2013(02)
[7]2012年上半年世界高超声速动态[J]. 牛文,董婧,李文杰,叶蕾. 飞航导弹. 2012(10)
[8]基于新型防热机理的防热材料的设计与试验验证[J]. 武高辉,康鹏超,张强. 中国材料进展. 2012(01)
[9]掺杂改性C/C复合材料研究进展[J]. 崔红,闫联生,刘勇琼,张强,孟祥利. 中国材料进展. 2011(11)
[10]Al-Mg/C耗散防热材料静态氧化模型[J]. 武高辉,陈苏,白雪,康鹏超,刘祥,武练梅. 稀有金属材料与工程. 2010(S1)
博士论文
[1]固体燃料超燃冲压发动机总体性能研究[D]. 李彪.北京理工大学 2015
[2]热防护机理与烧蚀钝体绕流的涡方法研究[D]. 徐晓亮.北京交通大学 2011
硕士论文
[1]高超声速飞行器热防护及红外辐射特性分析[D]. 魏衍强.哈尔滨工业大学 2016
[2]低密度碳/酚醛复合材料烧蚀条件下的热—化学耦合分析[D]. 许阳阳.哈尔滨工业大学 2016
[3]Al20Si/Gr耗散防热材料氧—乙炔和发动机燃烧室烧蚀性能研究[D]. 李冰清.哈尔滨工业大学 2011
[4]W-Cu三层梯度热沉材料的制备和性能研究[D]. 王涂根.合肥工业大学 2007
本文编号：3527408
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：86 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
典型发汗冷却喷管结构
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文开的 X-51A 高超音速无人技术验证机以 5Ma 连续飞行了 3 分钟[13]，但在此前经历了数次失败。近年来飞速发展的固体超燃发动机喷口处的温度与工作时间进一步提高，气流速度超过数千米每秒[14]。目前，世界各国的高速飞行器发展迅猛，武器与民用科技的发展对耐烧蚀材料需求很大，2016 年 3 月，朝鲜进行了对其耐烧蚀材料与部件考核的相关报道，可见耐烧蚀复合材料对战略武器的重要程度。图 12(a)是 THAAD 导弹结构示意图，其中，喷管、端部、与燃气舵部分均采用模块化耐烧蚀部件。图 1-2(b)(c)是朝鲜公开的武器某构件烧蚀过程，从图中看，采用了耐烧蚀树脂材料作为导弹端部的材料，但烧蚀后材料外形有一定的变化。
蚀式防热是利用防热材料在受热条件下产生物汽化、蒸发、升华、流失等），将大部分气动加程弹道导弹、飞船、返回式卫星以及低升力再十秒时间、高气动加热率都能适用。有关资料度为每秒 0.5mm 时，那么，它将有 40%左右 20%左右的热量是由于气体产物进入边界层而学反应中被吸收，或从高温表面辐射出去[19-2到了广泛的应用，美国率先研发了升华烧蚀型结构，将大量的热带走消耗[21]。经过长期的发型材料体系，形成了四低一高特点的材料：低具有较高的比热容，能够吸收更多的热量。但烧损值达到厘米级别，图 1-3 是亚特兰蒂斯号个再入过程中，一直处于较高的烧蚀率状态。上被烧蚀的厚度并不是很大，但对空气动力学
【参考文献】：
期刊论文
[1]固体火箭发动机喷管用树脂基烧蚀防热材料研究进展[J]. 梁瑜,郭亚林,张祎. 宇航材料工艺. 2017(02)
[2]2016年国外高超声速打击武器发展综述[J]. 关成启,宁国栋,王轶鹏,胡冬冬,陈敬一. 飞航导弹. 2017(03)
[3]返回舱再入过程中烧蚀影响研究[J]. 徐国武,杨云军,周伟江. 空气动力学学报. 2017(01)
[4]燃气舵烧蚀地面模拟实验设计与计算[J]. 郑兴宇. 科技视界. 2016(17)
[5]烧蚀对返回舱气动特性的影响[J]. 徐国武,周伟江,陈冰雁,詹慧玲,杨云军. 宇航学报. 2014(10)
[6]航天用C/C复合材料及其应用制备工艺[J]. 乔淑欣. 宇航材料工艺. 2013(02)
[7]2012年上半年世界高超声速动态[J]. 牛文,董婧,李文杰,叶蕾. 飞航导弹. 2012(10)
[8]基于新型防热机理的防热材料的设计与试验验证[J]. 武高辉,康鹏超,张强. 中国材料进展. 2012(01)
[9]掺杂改性C/C复合材料研究进展[J]. 崔红,闫联生,刘勇琼,张强,孟祥利. 中国材料进展. 2011(11)
[10]Al-Mg/C耗散防热材料静态氧化模型[J]. 武高辉,陈苏,白雪,康鹏超,刘祥,武练梅. 稀有金属材料与工程. 2010(S1)
博士论文
[1]固体燃料超燃冲压发动机总体性能研究[D]. 李彪.北京理工大学 2015
[2]热防护机理与烧蚀钝体绕流的涡方法研究[D]. 徐晓亮.北京交通大学 2011
硕士论文
[1]高超声速飞行器热防护及红外辐射特性分析[D]. 魏衍强.哈尔滨工业大学 2016
[2]低密度碳/酚醛复合材料烧蚀条件下的热—化学耦合分析[D]. 许阳阳.哈尔滨工业大学 2016
[3]Al20Si/Gr耗散防热材料氧—乙炔和发动机燃烧室烧蚀性能研究[D]. 李冰清.哈尔滨工业大学 2011
[4]W-Cu三层梯度热沉材料的制备和性能研究[D]. 王涂根.合肥工业大学 2007
本文编号：3527408
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