陶瓷基复合材料超高温冷热冲击试验

传统的水淬法和两厢法无法满足陶瓷材料热冲击试验的要求,使用自行研制的超高温冷热冲击试验装置,对氧化锆陶瓷试件进行了气动加热状态下的材料单面冷热冲击试验研究,实现最高升温速率30℃/s,最高可控降温速率15℃/s,最高温度1600℃,研究过程中采用有限元方法对试验装置的加热和冷却性能进行了数值计算,并对氧化锆陶瓷试件进行了气动加热地面模拟试验,验证了超高温冷热冲击试验装置和数值模拟方法的可信性和有效性,为其在材料冷热冲击试验中的工程应用提供了设计依据。     

导弹雨蚀头与陶瓷锥壳粘接技术研究

陶瓷天线罩与雨蚀头采用耐高温有机硅胶黏剂连接,在以往例行实验时雨蚀头发生松脱现象,无法满足天线罩的气密性功能要求。但是当胶黏剂涂抹过多,热强度试验则出现陶瓷罩体破裂现象,这种破裂现象是由胶黏剂体积膨胀力引起的。提出了一种胶黏剂体积膨胀力方法;该方法通过瞬态热试验测试雨蚀头直杆温度,由于胶黏剂很薄(2 mm),宏观上认为雨蚀头直杆的温度为胶黏剂温度。通过典型试验建立胶黏剂温度与其体积膨胀力的数学关系式,以均布压力形式施加到陶瓷天线罩锥壳孔内进行锥壳的热应力分析。改变胶粘区域范围进行多次计算,得到锥壳一系列孔边环向应力值,以确定胶粘最佳范围。结果表明按照最佳胶粘范围粘贴的天线罩,在飞行试验中雨蚀头没有发生松脱现象,陶瓷罩体也没有发生破裂现象,可以为导弹的设计的工艺改进提供理论指导。     

大温差测试条件下热防护材料高温导热系数试验方法

热防护材料高温导热系数是进行高超声速飞行器设计不可或缺的参数。通过热防护材料导热系数理论分析以及传统稳态法试验原理数学推导,说明了热防护材料导热系数物理本质。探讨了试验温差对热防护材料导热系数测试的重要性和传统稳态法在测试热防护材料高温导热系数时的技术局限性。基于热防护材料内部温度分层特征以及导热系数-温度非线性关系函数形式直接假设,提出并分析证明了两种适用于大温差测试条件的热防护材料高温导热系数试验方法。对热防护材料高温导热系数获取有重要的参考价值。     

导弹头锥烧蚀数值模拟

针对高速飞行导弹建立了气动加热及烧蚀的数学计算模型,应用"飞机结构三维温度场分析"程序,根据物体面表面径烧蚀量移动边界,通过"热阻"处理不同结构件的接触问题,成功地进行了烧蚀和温度场的直接耦合求解.计算结果表明了导弹头锥的烧蚀和温度分布规律.     

基于MSC/NASTRAN的高速飞行器气动热与结构响应耦合分析程序开发

在Window环境下,以PATRAN为平台,利用二次开发语言PCL(patran command language)把气动加热工程计算方法与NASTRAN进行实时耦合,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞行器气动加热/结构热响应耦合分析程序CASRAS(couple up aeroheatingstructural response analysis program system)。该程序可对高超声速飞行器热防护系统进行快速隔热性能评估,对高超声速飞行器内部电子设备环境温度进行快速预估。通过物理模型归一化处理,能够对热试验方案的制定提供技术支持,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对热结构设计和结构热试验有很高的实用价值。