航天飞行器热防护系统低密度烧蚀防热材料研究进展
发布时间：2021-10-07 04:04
当前,树脂基烧蚀防热仍被认为是最有效、最可靠、最成熟和最经济的一种热防护方式,在航天飞行器热防护系统中普遍采用。近些年在载人航天、探月工程、深空探测和新型航天飞行器系列工程的需求牵引下,本团队开发了蜂窝增强低密度材料、新型防隔热一体化材料、轻质烧蚀维形材料等先进防热复合材料,并开展了相应的应用基础以及工程应用研究工作,对烧蚀材料复杂防热机理及多重防热机制的协同作用进行了探索研究。随着再入/进入航天飞行器先进热防护系统需求的发展,功能多样化、兼容与集成是低密度树脂基烧蚀防热材料的主要发展趋势。
【文章来源】：材料工程. 2020,48(08)北大核心EICSCD
【文章页数】：11 页
【部分图文】：
神舟飞船及其低密度烧蚀材料
在探月工程月地高速再入返回器防热材料研制中,针对月球返回轨道高热流峰值、高焓值、高气动剪切、长时加热、跳跃式弹道的二次烧蚀等复杂热环境,对轨道返回器的热流区域进行精准设计与精细划分,开发出蜂窝增强FG4,FG5,FG7和HC5材料,分别用在不同热流环境区域,如图2所示[28]。在H88和H96的基础上,对材料的微细观结构和化学组成进行优化,开发了密度分别为0.4 g/cm3和0.5 g/cm3左右的FG4和FG5材料,室温热导率≤0.1 W/(m·K),用于返回器侧壁背风面的中低热流区。在返回器防热大底的高热流区域,研制了密度分别为0.5 g/cm3和0.7 g/cm3的HC5和FG7材料,室温热导率保持在0.10 ～ 0.12 W/(m·K)之间,以增加防热材料的高驻点烧蚀性能和抗剪切性能。在6 MW/m2高热流条件下,FG7和HC5材料,表面温度达到了2400 ℃左右,经过33 s烧蚀后50 mm最高背面温升仅有85 ℃。在返回轨道典型热环境下,材料表现出优异的防隔热性能。为进一步掌握烧蚀过程中材料成分的基本演化规律及该类材料的烧蚀防热机理,对蜂窝增强LAC材料的烧蚀过程进行了研究,揭示出Si—C—O材料体系的基本烧蚀规律,如图3所示。在烧蚀炭化层中含有大量的SiO2和无定型炭,SiO2主要来源于Si—C—O材料体系烧蚀中Si元素同空气中的O原子作用氧化生成SiO2,以及短切石英纤维和玻璃小球填料在高温条件下发生熔融,形成液态SiO2熔融区。基体高分子链中的苯基、甲基等有机基团和酚醛微球在高温下裂解炭化,形成玻璃态炭。烧蚀炭化层在氧化、熔融、有机分子链裂解和高温碳热还原反应的多重作用下,形成一定厚度疏松多孔结构的炭化层,具体微细观结构因实际热环境不同而有所差异。烧蚀过程中,有机聚合物链段裂解生成H2、H2O、苯酚、CO等小分子气体,穿过炭化层,形成疏松多孔结构。材料烧蚀表面热效应复杂,包括树脂的裂解吸热、质量耗散带走热量、表面炭层的辐射散热、热传导等多重热效应。在更高温度下(>1500 ℃),炭化层中SiO2和C能够进一步发生碳热还原反应,生成少量SiC晶粒或晶须。材料裂解区(350～800 ℃)主要发生树脂基体和酚醛微球的断链反应,生成H2O、自由基、苯酚、稠环等一系列的小分子物质,此区间的热效应包括化学裂解吸热、热传导、裂解气释放过程中的热阻塞效应等。在材料原始层,材料本体不发生化学变化,主要是进入材料内部的固相传热过程和材料热容吸热。
为进一步掌握烧蚀过程中材料成分的基本演化规律及该类材料的烧蚀防热机理,对蜂窝增强LAC材料的烧蚀过程进行了研究,揭示出Si—C—O材料体系的基本烧蚀规律,如图3所示。在烧蚀炭化层中含有大量的SiO2和无定型炭,SiO2主要来源于Si—C—O材料体系烧蚀中Si元素同空气中的O原子作用氧化生成SiO2,以及短切石英纤维和玻璃小球填料在高温条件下发生熔融,形成液态SiO2熔融区。基体高分子链中的苯基、甲基等有机基团和酚醛微球在高温下裂解炭化,形成玻璃态炭。烧蚀炭化层在氧化、熔融、有机分子链裂解和高温碳热还原反应的多重作用下,形成一定厚度疏松多孔结构的炭化层,具体微细观结构因实际热环境不同而有所差异。烧蚀过程中,有机聚合物链段裂解生成H2、H2O、苯酚、CO等小分子气体,穿过炭化层,形成疏松多孔结构。材料烧蚀表面热效应复杂,包括树脂的裂解吸热、质量耗散带走热量、表面炭层的辐射散热、热传导等多重热效应。在更高温度下(>1500 ℃),炭化层中SiO2和C能够进一步发生碳热还原反应,生成少量SiC晶粒或晶须。材料裂解区(350～800 ℃)主要发生树脂基体和酚醛微球的断链反应,生成H2O、自由基、苯酚、稠环等一系列的小分子物质,此区间的热效应包括化学裂解吸热、热传导、裂解气释放过程中的热阻塞效应等。在材料原始层,材料本体不发生化学变化,主要是进入材料内部的固相传热过程和材料热容吸热。1.2 SPQ系列材料
【参考文献】：
期刊论文
[1]酚醛气凝胶/炭纤维复合材料的结构与烧蚀性能[J]. 朱召贤,董金鑫,贾献峰,龙东辉,凌立成. 新型炭材料. 2018(04)
[2]酚醛/SiO2双体系凝胶网络结构杂化气凝胶的制备与性能[J]. 师建军,孔磊,左小彪,刘登瑶,严蛟,冯志海. 高分子学报. 2018(10)
[3]低密度碳粘接碳纤维复合材料（CBCF）抗氧化改性研究[J]. 师建军,张宗波,冯志海,张大海,王筠,徐彩虹. 无机材料学报. 2018(07)
[4]低密度烧蚀材料研究进展[J]. 程海明,洪长青,张幸红. 哈尔滨工业大学学报. 2018(05)
[5]空天飞行器用热防护陶瓷材料[J]. 陈玉峰,洪长青,胡成龙,胡平,李伶,刘家臣,刘玲,龙东辉,邱海鹏,汤素芳,张幸红,周长灵,周延春,朱时珍. 现代技术陶瓷. 2017(05)
[6]硅橡胶涂覆织物的阻燃和烧蚀性能[J]. 毛科铸,罗丽娟,梁馨,方洲,唐一壬. 宇航材料工艺. 2017(05)
[7]PICA中的酚醛树脂热分解机理[J]. 柳云钊,师建军,王筠,冯志海,杨云华. 宇航材料工艺. 2016(06)
[8]辐射/烧蚀交替型柔性防热复合材料[J]. 罗丽娟,梁馨,邓火英,方洲,毛科铸. 宇航材料工艺. 2016(04)
[9]低密度防热材料烧蚀性能研究[J]. 梁馨,谭朝元,罗丽娟,方洲,郭鸿俊. 载人航天. 2016(03)
[10]基于普通酚醛树脂有机气凝胶的高效制备与研究[J]. 师建军,严蛟,孔磊,杨云华,左小彪,冯志海,余瑞莲. 高分子学报. 2016(02)
本文编号：3421327
【文章来源】：材料工程. 2020,48(08)北大核心EICSCD
【文章页数】：11 页
【部分图文】：
神舟飞船及其低密度烧蚀材料
在探月工程月地高速再入返回器防热材料研制中,针对月球返回轨道高热流峰值、高焓值、高气动剪切、长时加热、跳跃式弹道的二次烧蚀等复杂热环境,对轨道返回器的热流区域进行精准设计与精细划分,开发出蜂窝增强FG4,FG5,FG7和HC5材料,分别用在不同热流环境区域,如图2所示[28]。在H88和H96的基础上,对材料的微细观结构和化学组成进行优化,开发了密度分别为0.4 g/cm3和0.5 g/cm3左右的FG4和FG5材料,室温热导率≤0.1 W/(m·K),用于返回器侧壁背风面的中低热流区。在返回器防热大底的高热流区域,研制了密度分别为0.5 g/cm3和0.7 g/cm3的HC5和FG7材料,室温热导率保持在0.10 ～ 0.12 W/(m·K)之间,以增加防热材料的高驻点烧蚀性能和抗剪切性能。在6 MW/m2高热流条件下,FG7和HC5材料,表面温度达到了2400 ℃左右,经过33 s烧蚀后50 mm最高背面温升仅有85 ℃。在返回轨道典型热环境下,材料表现出优异的防隔热性能。为进一步掌握烧蚀过程中材料成分的基本演化规律及该类材料的烧蚀防热机理,对蜂窝增强LAC材料的烧蚀过程进行了研究,揭示出Si—C—O材料体系的基本烧蚀规律,如图3所示。在烧蚀炭化层中含有大量的SiO2和无定型炭,SiO2主要来源于Si—C—O材料体系烧蚀中Si元素同空气中的O原子作用氧化生成SiO2,以及短切石英纤维和玻璃小球填料在高温条件下发生熔融,形成液态SiO2熔融区。基体高分子链中的苯基、甲基等有机基团和酚醛微球在高温下裂解炭化,形成玻璃态炭。烧蚀炭化层在氧化、熔融、有机分子链裂解和高温碳热还原反应的多重作用下,形成一定厚度疏松多孔结构的炭化层,具体微细观结构因实际热环境不同而有所差异。烧蚀过程中,有机聚合物链段裂解生成H2、H2O、苯酚、CO等小分子气体,穿过炭化层,形成疏松多孔结构。材料烧蚀表面热效应复杂,包括树脂的裂解吸热、质量耗散带走热量、表面炭层的辐射散热、热传导等多重热效应。在更高温度下(>1500 ℃),炭化层中SiO2和C能够进一步发生碳热还原反应,生成少量SiC晶粒或晶须。材料裂解区(350～800 ℃)主要发生树脂基体和酚醛微球的断链反应,生成H2O、自由基、苯酚、稠环等一系列的小分子物质,此区间的热效应包括化学裂解吸热、热传导、裂解气释放过程中的热阻塞效应等。在材料原始层,材料本体不发生化学变化,主要是进入材料内部的固相传热过程和材料热容吸热。
为进一步掌握烧蚀过程中材料成分的基本演化规律及该类材料的烧蚀防热机理,对蜂窝增强LAC材料的烧蚀过程进行了研究,揭示出Si—C—O材料体系的基本烧蚀规律,如图3所示。在烧蚀炭化层中含有大量的SiO2和无定型炭,SiO2主要来源于Si—C—O材料体系烧蚀中Si元素同空气中的O原子作用氧化生成SiO2,以及短切石英纤维和玻璃小球填料在高温条件下发生熔融,形成液态SiO2熔融区。基体高分子链中的苯基、甲基等有机基团和酚醛微球在高温下裂解炭化,形成玻璃态炭。烧蚀炭化层在氧化、熔融、有机分子链裂解和高温碳热还原反应的多重作用下,形成一定厚度疏松多孔结构的炭化层,具体微细观结构因实际热环境不同而有所差异。烧蚀过程中,有机聚合物链段裂解生成H2、H2O、苯酚、CO等小分子气体,穿过炭化层,形成疏松多孔结构。材料烧蚀表面热效应复杂,包括树脂的裂解吸热、质量耗散带走热量、表面炭层的辐射散热、热传导等多重热效应。在更高温度下(>1500 ℃),炭化层中SiO2和C能够进一步发生碳热还原反应,生成少量SiC晶粒或晶须。材料裂解区(350～800 ℃)主要发生树脂基体和酚醛微球的断链反应,生成H2O、自由基、苯酚、稠环等一系列的小分子物质,此区间的热效应包括化学裂解吸热、热传导、裂解气释放过程中的热阻塞效应等。在材料原始层,材料本体不发生化学变化,主要是进入材料内部的固相传热过程和材料热容吸热。1.2 SPQ系列材料
【参考文献】：
期刊论文
[1]酚醛气凝胶/炭纤维复合材料的结构与烧蚀性能[J]. 朱召贤,董金鑫,贾献峰,龙东辉,凌立成. 新型炭材料. 2018(04)
[2]酚醛/SiO2双体系凝胶网络结构杂化气凝胶的制备与性能[J]. 师建军,孔磊,左小彪,刘登瑶,严蛟,冯志海. 高分子学报. 2018(10)
[3]低密度碳粘接碳纤维复合材料（CBCF）抗氧化改性研究[J]. 师建军,张宗波,冯志海,张大海,王筠,徐彩虹. 无机材料学报. 2018(07)
[4]低密度烧蚀材料研究进展[J]. 程海明,洪长青,张幸红. 哈尔滨工业大学学报. 2018(05)
[5]空天飞行器用热防护陶瓷材料[J]. 陈玉峰,洪长青,胡成龙,胡平,李伶,刘家臣,刘玲,龙东辉,邱海鹏,汤素芳,张幸红,周长灵,周延春,朱时珍. 现代技术陶瓷. 2017(05)
[6]硅橡胶涂覆织物的阻燃和烧蚀性能[J]. 毛科铸,罗丽娟,梁馨,方洲,唐一壬. 宇航材料工艺. 2017(05)
[7]PICA中的酚醛树脂热分解机理[J]. 柳云钊,师建军,王筠,冯志海,杨云华. 宇航材料工艺. 2016(06)
[8]辐射/烧蚀交替型柔性防热复合材料[J]. 罗丽娟,梁馨,邓火英,方洲,毛科铸. 宇航材料工艺. 2016(04)
[9]低密度防热材料烧蚀性能研究[J]. 梁馨,谭朝元,罗丽娟,方洲,郭鸿俊. 载人航天. 2016(03)
[10]基于普通酚醛树脂有机气凝胶的高效制备与研究[J]. 师建军,严蛟,孔磊,杨云华,左小彪,冯志海,余瑞莲. 高分子学报. 2016(02)
本文编号：3421327
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