發(fā)布時(shí)間：2021-06-11 04:15

　　三維機(jī)織熱防護(hù)材料（Woven Thermal Protection System,WTPS）是一種具有雙層密度機(jī)織的三維機(jī)織復(fù)合材料,其具有高比模量、高的比強(qiáng)度、剪切強(qiáng)度、抗沖擊損傷、損傷容限、可設(shè)計(jì)性、耐燒蝕和耐高溫等優(yōu)點(diǎn)。三維機(jī)織復(fù)合材料相比于二維編織層合結(jié)構(gòu)具有良好的整體性能�？梢栽诤穸确较虿贾眠B接纖維束,用于加強(qiáng)各層之間的編織,使得材料具有更高的剪切強(qiáng)度。其良好的性能使得三維機(jī)織復(fù)合材料能夠滿足航空航天器、軍工產(chǎn)品、建筑材料和人造生物材料等領(lǐng)域的要求。本文采用實(shí)驗(yàn)表征、理論分析和數(shù)值模擬相結(jié)合的方法對(duì)三維機(jī)織熱防護(hù)材料的壓縮性能進(jìn)行研究;通過(guò)編程實(shí)現(xiàn)了WTPS熱防護(hù)材料纖維骨架結(jié)構(gòu)的參數(shù)化,經(jīng)過(guò)有限元模擬,研究了WTPS熱防護(hù)材料纖維骨架結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)其各方向上模量的影響。根據(jù)飛行器再入過(guò)程的實(shí)際工況力學(xué)需要,對(duì)WTPS熱防護(hù)材料進(jìn)行細(xì)觀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),突破了WTPS熱防護(hù)材料的細(xì)觀結(jié)構(gòu)連續(xù)調(diào)控關(guān)鍵技術(shù),為三維編織材料的細(xì)觀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供一套有效可行的設(shè)計(jì)方案。首先,設(shè)計(jì)WTPS熱防護(hù)材料的壓縮試驗(yàn),獲得了三維機(jī)織熱防護(hù)材料的力學(xué)性能相關(guān)數(shù)據(jù)。采用混合率的方法對(duì)WTPS熱防護(hù)材料內(nèi)部的纖... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：85 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

飛行器載入過(guò)程的氣動(dòng)熱

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文-2-風(fēng)表面布置熱防護(hù)系統(tǒng)(ThermalProtectionSystem，TPS)能有效隔絕這種氣動(dòng)熱，使飛行器內(nèi)部的溫度處于設(shè)備的正常運(yùn)轉(zhuǎn)和飛行器安全范圍之內(nèi)。熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)取決于再入過(guò)程中飛行器氣動(dòng)熱的強(qiáng)度、持續(xù)時(shí)間及其具體應(yīng)用部位。按照防熱原理的不同，TPS可以分為三大類：即被動(dòng)防熱、半被動(dòng)防熱和主動(dòng)防熱，呈熱承載能力遞增的趨勢(shì)。如圖1-2所示。圖1-2TPS防熱方案及結(jié)構(gòu)[2]當(dāng)飛行器再入大密度大氣層時(shí)，飛行器表面產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動(dòng)熱超過(guò)了低密度的碳酚醛燒蝕（PhenolicImpregnatedCarbonAblator，PICA）類材料的熱性能。傳統(tǒng)的碳酚醛類化合物(HeritageCarbonPhenolic，HCP)可以在這種環(huán)境下使用；然而，HCP卻具有高密度和熱導(dǎo)率，這就限制了飛行器只能用大的再入角度再入[3]。當(dāng)再入角度較小時(shí)，特別是考慮到質(zhì)量效率，HCP并不可行。同時(shí)，再入過(guò)程要保證熱防護(hù)系統(tǒng)可承受兩次及其以上的氣動(dòng)燒蝕，在這個(gè)過(guò)程中，材料還需要承受一定的橫向剪切力以及部分的縱向壓力，這就要求燒蝕TPS材料在燒蝕后具有一定的整體性，燒蝕材料表面不發(fā)生脫落。然而，PICA和HCP雖然能承受一定的熱流沖擊，但在考慮整體性和抗剪切能力時(shí)，這類材料并不適用。飛行器再入的要求促使了對(duì)燒蝕TPS的替代品的研究。其中，與傳統(tǒng)技術(shù)相比，三維機(jī)織熱防護(hù)系統(tǒng)（WovenThermalProtectionSystem，WTPS）設(shè)計(jì)靈活性、熱性能和質(zhì)量性能方面取得了可喜的成果[4]。在飛行器再入以及可返回式火箭尾焰反射沖蝕過(guò)程中，WTPS不僅要承受很高的熱流，還需要承受一定的橫向剪切力以及部分的縱向壓力[5]如圖1-3可返回式火箭及大底部部受力圖。眾所周知，哥倫比亞號(hào)航天飛機(jī)失事的一個(gè)重要原因就是飛機(jī)表面的隔熱材料受到了燃料箱表面脫落的隔熱泡沫沖擊

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文-3-而損傷，在再入過(guò)程中失去了防護(hù)作用，最終導(dǎo)致了航天器解體。因此，通過(guò)理論，模擬和實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方法研究WTPS的力學(xué)性能，特別是在剪切和作壓縮用力下的性能，既能提高其使用安全性，也能為材料制造提供一定的指導(dǎo)。（a）可返回式火箭（b）大底部受力圖1-3可返回式火箭及大底部部受力圖三維機(jī)織熱防護(hù)材料是基于三維機(jī)織物的基礎(chǔ)上，改進(jìn)而來(lái)的，其制備的過(guò)程實(shí)質(zhì)是將經(jīng)向纖維束和緯向纖維束多層交錯(cuò)制成織物的過(guò)程，多層經(jīng)向纖維束沿著機(jī)織方向不斷被送入織機(jī)，如圖1-4所示，然后纖維經(jīng)過(guò)一些桿裝置以調(diào)整間距和保持張力，最后達(dá)到一個(gè)升降系統(tǒng)，在這個(gè)系統(tǒng)中形成“梭口”，緯向纖維束沿著垂直于經(jīng)向纖維束方向穿過(guò)[6,7]。當(dāng)織物制備成功之后，選擇適當(dāng)?shù)幕w材料，運(yùn)用液體模塑成型技術(shù)[8,9]，如樹脂傳遞模塑成型(RTM)和樹脂膜滲透成型(RF)，便可制成三維機(jī)織復(fù)合材料。圖1-4三維機(jī)織骨架織機(jī)[5]

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]紗線截面壓縮變形仿真與驗(yàn)證[J]. 李冠志,趙強(qiáng),汪軍,GONG Hugh.  紡織學(xué)報(bào). 2017(02)
[2]碳/環(huán)氧面內(nèi)準(zhǔn)各向三維復(fù)合材料的動(dòng)態(tài)壓縮性能[J]. 孫穎,張鶴江,郝露,陳利.  天津工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào). 2015(02)
[3]z向紗對(duì)三維正交復(fù)合材料層間剪切性能影響[J]. 孫緋,陳利,孫穎,張倩倩,張典堂,黃健.  固體火箭技術(shù). 2015(01)
[4]紡織復(fù)合材料和結(jié)構(gòu)多尺度耦合的數(shù)值分析[J]. 田俊,周儲(chǔ)偉.  計(jì)算力學(xué)學(xué)報(bào). 2010(06)
[5]三維機(jī)織復(fù)合材料紗線束截面變形研究[J]. 楊連賀,李姜.  復(fù)合材料學(xué)報(bào). 2008(04)
[6]三維機(jī)織復(fù)合材料紗線觀測(cè)與細(xì)觀幾何模型[J]. 唐遜,周光明,劉旭波,蔣云,張建鐘.  南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2008(03)
[7]三維正交機(jī)織復(fù)合材料的力學(xué)性能研究[J]. 余育苗,王肖鈞,王志海,李永池.  實(shí)驗(yàn)力學(xué). 2008(03)
[8]基于iSIGHT的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化技術(shù)研究與應(yīng)用[J]. 任利,邵園園,韓虎.  起重運(yùn)輸機(jī)械. 2008(05)
[9]三維機(jī)織復(fù)合材料力學(xué)性能的各向異性[J]. 楊彩云,李嘉祿.  復(fù)合材料學(xué)報(bào). 2006(02)
[10]基于紗線真實(shí)形態(tài)的三維機(jī)織復(fù)合材料細(xì)觀結(jié)構(gòu)及其厚度計(jì)算[J]. 楊彩云,李嘉祿.  復(fù)合材料學(xué)報(bào). 2005(06)

博士論文
[1]三維機(jī)織復(fù)合材料熱傳導(dǎo)及力學(xué)性能的多尺度有限元分析[D]. 趙玉芬.天津工業(yè)大學(xué) 2017
[2]三維機(jī)織復(fù)合材料損傷演化與失效行為研究[D]. 仲蘇洋.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2015



本文編號(hào)：3223793