航空航天技術(shù)論文

　　航空航天是當(dāng)代高新科技最為集中的行業(yè),航空航天產(chǎn)業(yè)技術(shù)的發(fā)展關(guān)系到國家安全和綜合國力的提升,下面是學(xué)習(xí)啦小編為大家整理的航空航天技術(shù)論文，希望你們喜歡。

　　航空航天技術(shù)論文篇一

　　航空航天熱防護(hù)技術(shù)發(fā)展概述

　　摘要:本文簡要介紹航空航天領(lǐng)域熱防護(hù)技術(shù)的發(fā)展概況，重點(diǎn)介紹碳/碳復(fù)合材料、多孔纖維陶瓷材料、陶瓷基復(fù)合材料、熱涂層技術(shù)、隔熱材料、輕質(zhì)燒蝕材料等，并對熱防護(hù)技術(shù)的發(fā)展趨勢作簡要評述。

　　關(guān)鍵詞:熱防護(hù)技術(shù); 碳泡沫材料; 多孔纖維陶瓷; 陶瓷基復(fù)合材料;熱障涂層 ;隔熱材料; 輕質(zhì)燒蝕材料

　　前言

　　在航空航天領(lǐng)域，航天飛行器以高馬赫數(shù)穿越稠密大氣層飛行，飛行器表面會產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動加熱，容易產(chǎn)生熱損傷。因此熱防護(hù)技術(shù)是航空航天領(lǐng)域至關(guān)重要的關(guān)鍵技術(shù)之一。

　　在航空航天領(lǐng)域，熱防護(hù)主要采用防隔熱材料的方式。下面簡要介紹目前比較前沿的幾種防隔熱材料，輕質(zhì)燒蝕材料、碳泡沫材料、多孔纖維陶瓷、陶瓷基復(fù)合材料、無機(jī)纖維隔熱材料等的發(fā)展現(xiàn)狀與應(yīng)用。

　　1熱防護(hù)材料發(fā)展概況

　　燒蝕類熱防護(hù)材料發(fā)張歷史較長，應(yīng)用較廣泛，如以纖維為增強(qiáng)填充材料的纖維增強(qiáng)酚醛材料和以酚醛樹脂為粘合劑的熱防護(hù)復(fù)合材料。目前應(yīng)用最廣泛的是纖維增強(qiáng)酚醛材料[1]。傳統(tǒng)的燒蝕熱防護(hù)是以犧牲熱防護(hù)材料質(zhì)量來換取防熱的效果，無法應(yīng)對當(dāng)今航天器外形不變的要求，于是提出了非燒蝕材料的概念。非燒蝕材料是一種可以重復(fù)利用的新型熱防護(hù)材料。對于該種材料來說，提高極限使用溫度和高溫性能、提高表明抗輻射、抗氧化能力、防隔熱一體化和能量疏導(dǎo)耗散機(jī)制的結(jié)合是目前研究的熱點(diǎn)和重點(diǎn)[2]。

　　因此下面將先簡單介紹一下輕質(zhì)燒蝕材料，然后重點(diǎn)介紹幾種非熱燒蝕材料，如碳泡沫材料、多孔纖維陶瓷、陶瓷基復(fù)合材料、無機(jī)纖維隔熱材料以及熱涂層技術(shù)。

　　2 輕質(zhì)燒蝕材料[3]

　　2.1 基體材料。基體是燒蝕材料的主要組成部分,不僅能將材料中的各種組分結(jié)合成型，其性能好壞還直接影響整體結(jié)構(gòu)性能。輕質(zhì)燒蝕材料的基體材料一般包括彈性體和樹脂基體兩大類。

　　彈性體基體主要是各種橡膠及其混合物。硅橡膠具有延展率高、耐燒蝕和抗高溫燃?xì)鉀_刷的性能優(yōu)點(diǎn)。但是，硅橡膠有密度較高、機(jī)械強(qiáng)度低和界面粘性差等缺點(diǎn)，因此應(yīng)用受到一定限制。為此，研究人員對硅橡膠進(jìn)行了大量的改性研究，其中改性的發(fā)展方向之一是共混改性,使燒蝕后碳層更加致密、堅(jiān)固，提高了燒蝕性能。

　　樹脂基體燒蝕材料一般具有高芳基化、高分子質(zhì)量、高C/O比、高交聯(lián)密度，高殘?zhí)悸实忍攸c(diǎn)，是一類性能優(yōu)異的燒蝕材料。目前較為成熟的樹脂基體主要有硅樹脂、酚醛樹脂以及新型的聚芳基乙炔樹脂等。

　　2.2 填料。作為燒蝕材料另一重要組成部分，填料主要起著提高燒蝕材料的機(jī)械性能、降低絕熱層的導(dǎo)熱系數(shù)、提高隔熱效率、增強(qiáng)碳化層耐高溫燃?xì)鉀_刷性能和降低燒蝕率等作用。

　　3碳泡沫材料

　　碳泡沫主要有兩種形態(tài)：一種是韌帶網(wǎng)絡(luò)型泡沫，另一種是微球型碳泡沫。

　　3.1韌帶網(wǎng)絡(luò)型泡沫。韌帶網(wǎng)絡(luò)型碳泡沫是一種石墨增強(qiáng)韌帶網(wǎng)絡(luò)型泡沫材料。該泡沫以瀝青或聚合物等作為先驅(qū)體,通過石墨化和高溫炭化處理,將無定形碳轉(zhuǎn)化為多孔石墨韌帶微結(jié)構(gòu),形成網(wǎng)狀泡沫韌帶,其性能與結(jié)構(gòu)優(yōu)于現(xiàn)有的碳/碳復(fù)合材料[1]。該種碳泡沫材料具有以下特點(diǎn)：一是泡沫和韌帶是任意排列于三維空間，因此具有各向同性的力學(xué)性能;二是韌帶具有纖維結(jié)構(gòu)的性能特征。并且這種碳泡沫材料的熱導(dǎo)率大約是銅的6倍，是一種良好的導(dǎo)熱泡沫材料。

　　3.2微球型碳泡沫。 空心碳微球泡沫是以高殘?zhí)紭渲蛑虚g相瀝青為先驅(qū)體，先制成幾何尺寸為微米的納米級的空心微球，再用適當(dāng)?shù)臉渲髡澈蟿⑵渥⒛３尚?，在氮?dú)夂蜌鍤獾臍夥罩薪?jīng)1100―2400℃的碳化和石墨化，得到空心微球結(jié)構(gòu)的碳泡沫，當(dāng)將其從室溫高速加熱到3100℃時，這種材料仍然具有良好的力學(xué)性能，導(dǎo)熱率較低，且由于微球大多是開孔的，力學(xué)性能欠佳。但用甲階酚醛樹脂為原型，通過微膠囊法先制備出酚醛樹脂空心微球，注模成型，再經(jīng)過碳化和石墨化處理，所制得的碳泡沫材料中的微球均是閉孔的，隔熱性能和力學(xué)性能更為理想。

　　4多孔纖維陶瓷

　　多孔陶瓷具有化學(xué)性質(zhì)穩(wěn)定、比表面積大、耐熱能力強(qiáng)、密度較低、剛度高、熱導(dǎo)率低等優(yōu)點(diǎn),并且在力學(xué)、化學(xué)、熱學(xué)、光學(xué)、電學(xué)等方面具有獨(dú)特的性能,目前在分離過濾、換熱、載體、蓄熱、吸聲隔音、隔熱、曝氣、電極、傳感器、生物植入等諸多方面都有著廣泛的應(yīng)用。在航空航天領(lǐng)域也不例外,如熱防護(hù)系統(tǒng)中應(yīng)用多孔陶瓷熱障材料,在飛行器外殼隔熱、發(fā)汗冷卻構(gòu)件、燃?xì)廨啓C(jī)高溫合金部件表面熱防護(hù)等方面,可起到低金屬表面溫度、提高燃?xì)夤ぷ鳒囟?、改善燃?xì)庑省⒀娱L熱端部件使用壽命的重要作用。

　　多孔纖維陶瓷具有各向異性的導(dǎo)熱性能，有很多應(yīng)用。作為熱防護(hù)材料的陶瓷熱障，因其導(dǎo)熱的各向異性，在厚度方向上熱導(dǎo)率較小，在垂直于厚度方向上的熱導(dǎo)率較大，能夠起到隔熱和均布表面溫度的效果,根據(jù)文獻(xiàn)[4]中的計(jì)算和實(shí)驗(yàn)表明，多孔纖維陶瓷材料在一個方向的熱導(dǎo)率是另一個方向的3倍左右，因此在厚度方向可以有效隔熱的同時，還可以在表面方向上均布溫度場，能非常有效的防止局部高溫的出現(xiàn)。

　　5 陶瓷基復(fù)合材料

　　陶瓷基復(fù)合材料是在陶瓷集體中引入第二相材料所構(gòu)成的的多相復(fù)合材料。在陶瓷中加入纖維能大幅度提高材料的強(qiáng)度、改善陶瓷材料脆的缺點(diǎn)，并提高使用溫度。因此陶瓷基復(fù)合材料不僅具有陶瓷耐高溫、抗氧化、耐磨、耐腐蝕的優(yōu)點(diǎn)，同時由于纖維的引入，時其具有類似金屬的斷裂行為，對裂紋不敏感，克服一般陶瓷材料脆性大、可靠性差的致命弱點(diǎn)[5]。

　　克服陶瓷脆性的方法主要包括連續(xù)纖維增韌、想變增韌、微裂紋增韌以及晶須晶片增韌等。其中連續(xù)纖維增韌碳化硅基復(fù)合材料是目前最受關(guān)注的陶瓷基復(fù)合材料。

　　連續(xù)纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料具有高比強(qiáng)、高比模、高可靠性、耐高溫等優(yōu)點(diǎn)，已經(jīng)成為軍事、航天、能源等領(lǐng)域理想的高溫結(jié)構(gòu)材料。主要應(yīng)用于發(fā)動機(jī)燃燒室、喉襯、噴管等熱結(jié)構(gòu)件以及飛行器機(jī)翼前緣、控制面、機(jī)身迎風(fēng)面、鼻錐等防熱構(gòu)件。

　　6 無機(jī)纖維隔熱材料

　　隔熱材料分為剛性隔熱材料和柔性隔熱材料，其中剛性隔熱材料的研究已經(jīng)基本成熟，這里主要介紹柔性隔熱材料。

　　近幾年比較受關(guān)注的新型隔熱材料有：納米隔熱材料和功能梯度材料。

　　納米隔熱材料由于其獨(dú)特的微結(jié)構(gòu)特征賦予了材料極其優(yōu)異的隔熱性能 。 艾姆斯研究中心、馬賽爾空間飛行中心和肯尼迪空間中心分別開展了納米隔熱材料的研究工作。在1999年時納米隔熱材料的研究就已經(jīng)達(dá)到了相當(dāng)成熟的階段。 在實(shí)用化方面，納米隔熱材料已經(jīng)成功應(yīng)用于火星探測器的個別溫度敏感部件及星云捕獲器上。此外德國、瑞典、以色列、日本等國也開展了新型納米隔熱材料的研究工作。目前已經(jīng)報(bào)道的常溫常壓下納米隔熱材料最低的熱導(dǎo)率為0.013 W/ (m・k)，比靜止空氣的低一半。有資料報(bào)道的納米隔熱材料的使用溫度一般都小于500 ℃，機(jī)械強(qiáng)度比較差。進(jìn)一步提高納米隔熱材料的使用溫度及其它綜合性能將是今后研究工作的重點(diǎn)。

　　功能梯度材料的是由日本學(xué)者平井敏雄等在20世紀(jì)80年代首先提出的,他們最初打算將該材料應(yīng)用于航天飛機(jī)的熱防護(hù)系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)的熱端部件。功能梯度材料一種其構(gòu)成材料的要素組成和結(jié)構(gòu)沿厚度方向由一側(cè)向另一側(cè)呈連續(xù)變化,從而使材料的性能也呈梯度變化的新型材料。功能梯度材料在解決航空航天材料耐熱性、長壽命、隔熱性和強(qiáng)韌性等特性時顯示了十分巨大的應(yīng)用潛力。在導(dǎo)熱系數(shù)達(dá)到設(shè)計(jì)要求的前提下，它能克服多層熱防護(hù)材料之間的層間缺陷和小塊材料之間連接困難的不足。這應(yīng)該是會成為未來航空航天熱防護(hù)系統(tǒng)新一代的隔熱材料。

　　7 熱障涂層技術(shù)

　　當(dāng)今航空發(fā)動機(jī)的主要發(fā)展方向之一是提高發(fā)動機(jī)渦輪前進(jìn)口溫度，以此來提高發(fā)動機(jī)的熱效率。但隨著渦輪前進(jìn)口溫度的提高，發(fā)動機(jī)熱端部件所經(jīng)受的燃?xì)鉁囟群腿細(xì)鈮毫Σ粩嗵岣?。從上世紀(jì)40年代到上世紀(jì)末，航空發(fā)動機(jī)的工作溫度快速上升，燃?xì)鉁囟纫殉^ 1650 ℃。預(yù)計(jì)很快將達(dá)到1930℃。這樣高的溫度已經(jīng)大大超過現(xiàn)有合金的極限工作溫度，因此，必須采用相應(yīng)的措施。

　　一方面，可以向上面提到的一樣繼續(xù)研制新型高溫材料，提高高溫合金的耐熱性能;另一方面，采用先進(jìn)的冷卻技術(shù)，如葉片冷卻氣膜設(shè)計(jì)及制造工藝的改進(jìn)。在過去的50多年中，隔熱材料對提高發(fā)動機(jī)工作溫度已經(jīng)做出了很大貢獻(xiàn)。但是在當(dāng)前使用的發(fā)動機(jī)的工作溫度下，燃?xì)鉁囟纫殉^鎳基合金的熔點(diǎn)，基體材料本身以及發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的改進(jìn)使高溫合金甚至單晶高溫合金幾乎已達(dá)到其耐熱極限，因此要想通過合金材料大幅度提高熱端部件、尤其是葉片的工作溫度已經(jīng)極端困難。70 年代先進(jìn)氣膜冷卻技術(shù)也因?yàn)楦咝阅馨l(fā)動機(jī)的發(fā)展，發(fā)動機(jī)中可用冷氣流量越來越少，依靠氣膜冷卻技術(shù)進(jìn)一步提高降溫效果已沒有太大的空間。在這種情況下，為了滿足先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)對材料更苛刻的性能要求，熱障涂層技術(shù)得到了廣泛的應(yīng)用和發(fā)展。

　　熱障涂層是有導(dǎo)熱性較差的陶瓷氧化物和起粘性作用的底層組成的防熱系統(tǒng)，可以明顯降低基體溫度，具有硬度高、高化學(xué)穩(wěn)定性等優(yōu)點(diǎn)，能夠防止高溫腐蝕、延長熱端部件的使用壽命，提高發(fā)動機(jī)功率和減少燃油消耗。

　　熱障涂層的制備技術(shù)主要有：常規(guī)等離子噴涂、高能等離子噴涂、低壓等離子噴涂、電子束物理氣相沉積等[6]。

　　目前，已獲實(shí)際工程應(yīng)用的雙層結(jié)構(gòu)熱障涂層的材料體系主要由4個材料基元組成：高溫合金基體、陶瓷層、基體與涂層間的金屬粘結(jié)層及在陶瓷涂層與過渡層之間形成的熱生長氧化層(以氧化鋁為主要物質(zhì)成分)。其中，合金基體主要承受機(jī)械載荷;陶瓷涂層是隔熱材料;粘結(jié)層在涂層受熱和冷卻過程中能緩解基體與陶瓷層的熱不匹配。在熱循環(huán)載荷作用下，各材料基元間遵循動力學(xué)原理相互作用，以動態(tài)平衡方式控制整體材料的熱力學(xué)性能和使用壽命。

　　8結(jié)束語

　　在航空航天領(lǐng)域，熱防護(hù)是重要研究課題之一，隨著新一代航天器的研發(fā)，對熱防護(hù)提出了越來越高的要求。在研究傳統(tǒng)防熱材料的同時，許多新型材料相繼被人們關(guān)注。上面提到的碳泡沫材料、多孔纖維陶瓷、陶瓷基復(fù)合材料、隔熱材料、輕質(zhì)燒蝕材料都是非常有前景的防熱材料，在未來的航空航天領(lǐng)域中將繼續(xù)發(fā)揮越來越大的作用。同時，冷卻和熱涂層技術(shù)也將會不斷完善已面對新的要求。

　　參考文獻(xiàn)

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　　[3] 吳曉宏，陸小龍，李濤，易忠.輕質(zhì)燒蝕材料研究綜述【J】.航天器環(huán)境工程，2011，28(4)：313-317.

　　[4] 景小龍，郝曉麗，方萍等.多孔纖維陶瓷的各向異性熱導(dǎo)率研究【J】.江蘇航空，2010，增刊：155-157.

　　[5] 文生瓊，何愛杰.陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動機(jī)熱端部件上的應(yīng)用【J】.技術(shù)綜述，2009，增刊：4-7.

　　[6] 牟仁德，陸鋒，何利民，賀世美，黃光宏.熱障涂層技術(shù)在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用與發(fā)展【J】.熱噴涂技術(shù)，2009，1(1)：53-66.

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