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西安航天复合材料研究所
研究所主要从事航天领域复合材料的研究、开发和生产工作，涉及航天器结构
材料、热控材料、导热材料、防护材料等多个方面。
在航天器结构材料方面，研究所致力于开发轻质高强、高温高性能的复合材料，以满足航天器对材料强度、刚度、热稳定性等方面的要求。
在热控材料领域，研究所致力于研发具有优异热防护性能的复合材料，以保障航天器在极端环境下的安全运行。
在导热材料和防护材料方面，研究所也进行了大量的研究工作，为航天器的热管理和安全防护提供了重要支撑。
研究所拥有一批高水平的科研人员和专家，他们在复合材料领域具有丰富的理
论知识和实践经验，能够开展从材料设计、工艺开发到性能测试的全过程研究工作。
同时，研究所还与国内外多家高校和科研院所保持着紧密的合作关系，开展科研项目合作和人才交流，不断引进和吸纳优秀的人才和技术，保持了研究所在复合材料领域的领先地位。
研究所注重科技创新和成果转化，已经取得了多项具有自主知识产权的技术成
果和产品，其中一些成果已经成功应用于航天器的研制和生产中。
同时，研究所还积极参与国家重大科技项目和航天工程，为我国航天事业的发展做出了积极的贡献。
未来，研究所将继续发扬“创新、团结、务实、奋进”的精神，不断加强科研
创新和成果转化，为我国航天事业的发展贡献更多的力量。
同时，研究所还将加强与国内外相关领域的合作交流，不断提升自身的科研水平和技术实力，为航天领域的复合材料研究和应用做出更大的贡献。
总之，西安航天复合材料研究所将继续秉承“科技兴航天，创新强我国”的宗旨，为推动我国航天事业的发展而努力奋斗，为航天领域的复合材料研究和应用做出更大的贡献。
航空航天行业新型材料应用研究方案第1章绪论 (2)1.1 研究背景 (2)1.2 研究意义 (2)1.3 研究内容与方法 (2)1.3.1 研究内容 (2)1.3.2 研究方法 (2)第2章航空航天行业新型材料概述 (3)2.1 新型材料的分类 (3)2.2 航空航天行业对新型材料的需求 (3)第三章新型材料在航空航天器结构中的应用 (4)3.1 复合材料的应用 (4)3.1.1 引言 (4)3.1.2 应用实例 (4)3.1.3 优势分析 (4)3.2 金属基复合材料的应用 (5)3.2.1 引言 (5)3.2.2 应用实例 (5)3.2.3 优势分析 (5)3.3 陶瓷材料的应用 (5)3.3.1 引言 (5)3.3.2 应用实例 (5)3.3.3 优势分析 (6)第四章新型材料在航空航天器动力系统中的应用 (6)4.1 高温合金材料的应用 (6)4.2 陶瓷基复合材料的应用 (6)4.3 金属间化合物材料的应用 (6)第五章新型材料在航空航天器热防护系统中的应用 (7)5.1 陶瓷材料的应用 (7)5.2 金属基复合材料的应用 (7)5.3 高温超合金材料的应用 (7)第六章新型材料在航空航天器电子设备中的应用 (8)6.1 封装材料的应用 (8)6.2 导热材料的应用 (8)6.3 磁性材料的应用 (9)第7章新型材料在航空航天器光学系统中的应用 (9)7.1 透明材料的应用 (9)7.2 反光材料的应用 (10)7.3 光学薄膜材料的应用 (10)第8章新型材料在航空航天器隐身技术中的应用 (11)8.1 隐身材料的研究现状 (11)8.2 隐身材料的分类 (11)8.3 隐身材料的应用前景 (11)第9章航空航天新型材料的应用前景及挑战 (12)9.1 应用前景 (12)9.2 面临的挑战 (12)9.3 发展趋势 (13)第10章结论与展望 (13)10.1 研究成果总结 (13)10.2 存在的问题与不足 (13)10.3 未来研究方向 (14)第1章绪论1.1 研究背景我国航空航天行业的飞速发展，新型材料的应用已成为推动行业进步的关键因素。
2021年第1期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.1 2021 总第378期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.378收稿日期：2020-11-20；修回日期：2020-12-14 基金项目：国家自然科学基金（11902364）文章编号：1004-7182(2021)01-0024-05 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20210105多层热防护结构烧蚀传热模型研究丁 晨，牛智玲，单亦姣，张子骏，王 尧（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）摘要：多层热防护结构由防热层与隔热层等多层热防护材料组成，在气动热作用下存在复杂的烧蚀与传热过程。
为准确预示多层热防护结构温度响应特性，建立了气动热环境下防热材料烧蚀模型，提出了烧蚀导致的变厚度多层结构传热数值计算方法，研究了气动热环境下多层热防护结构温度分布随时间变化规律，分析了多层热防护结构厚度分布对防热效果的影响。
研究表明，提出的模型能准确预示多层热防护结构烧蚀与传热过程，热量传导至承力结构后，隔热层内温度梯度大于防热层内温度梯度，在满足隔热层温度、烧蚀裕度以及工艺要求前提下，增大隔热层厚度能提高热防护性能。
关键词：热防护；烧蚀；多层热防护结构中图分类号：TB332 文献标识码：AHeat Transfer and Ablation Model for Multi-layer Thermal Protection SystemDing Chen, Niu Zhi-ling, Shan Yi-jiao, Zhang Zi-jun, Wang Yao(China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)Abstract: Multi-layer thermal protection system is consisting of thermal protection layer and thermal insulation layer. Thereexists complex process of ablation and heat transfer under the effect of aerodynamic heating. In order to predict the temperature response for the multi-layer thermal protection system, the ablation model and the thermal conduction model for variable thickness caused by the ablation were proposed. Moreover, the temperature response for the multi-layer thermal protection system and the effect of the thickness distribution for different layers were discussed. It shows that the developed model can predict the ablation process and the heat transfer. As the heat is transferred to the structure, the temperature gradient in the insulation layer is higher than that in the thermal protection layer, and increasing the thickness of insulation layer can improve the thermal performance of the thermal protection system under the premise of temperature requirements, ablation margin and the technical requirements.Key words: thermal protection; ablation; multi-layer thermal protection structure0 引 言航天飞行器在大气层内长时间高速飞行时，飞行器表面与大气剧烈摩擦，形成了对飞行器严重的气动加热与气流剪切力，可能导致结构性能下降、设备功能失效，影响飞行器可靠性与安全性，甚至导致飞行失利。
*西北工业大学博士论文创新基金资助(CX200405)石振海:1960年生,博士研究生,主要从事热防护材料的研究 T el:029 ******** E mail:shizhenhai9307@航天器热防护材料研究现状与发展趋势*石振海,李克智,李贺军,田 卓(西北工业大学材料学院,西安710072)摘要 热防护系统中所采用的多层复合热防护材料的层间界面结合和小块材料之间的连接对航天器的可靠性有很大影响,目前二者都存在一定的缺陷。
依据功能梯度材料和C/C 复合材料的理论,将高导热率碳泡沫和低导热率碳微球设计成密度和热导率功能梯度热防护碳泡沫材料,使其具备组分之间无层间界面和小块材料间易于连接等特点。
关键词 热防护材料 碳泡沫 功能梯度材料 C/C 复合材料Research Status and Application Advance of Heat ResistantMaterials for Space VehiclesSH I Zhenhai,LI Kezhi,LI Hejun,T IAN Zhuo(Schoo l of M aterials Science,N o rthwester n P olytechnical U niver sity,Xi an 710072)Abstract T he reliability o f space v ehicles is much affected by the inter face bonding of multilayer heat resist ant mater ials and t he joining of smaller mater ials in the ther mal prot ection sy st em.Ho wev er,ther e ar e defect s in bothaspects.Based on the theo ries concerning funct ional g radient mater ials and C/C composit es,a way is desig ned to pre par e a functional gr adient carbon foam w ith density and heat conductiv ity for ther mal pr otection from the car bon foam with hig h heat conductivity and the carbon microsphere with low heat conductivity.T he advantag es of the newly designed material lie in that there are no interfaces between layers of materials and smaller pieces of materials ar e easy to join.Key words heat r esistant mater ial,carbon foam,functio nal gr adient mater ial,C/C composites1 航天器的热防护系统和热防护材料热防护系统(T her mal pr otectio n sy st em,简称T PS)是各国正在研制的可重复使用于航天(空天)飞行器上的关键部件之一[1,2]。
国内外复合材料气瓶发展概况与标准分析（二）于斌1，刘志栋1，赵为伟2，申健2，靳庆臣1，栗刚1，程彬1（1．兰州空间技术物理研究所航天压力容器研制中心，甘肃兰州730000；2．空军驻甘肃军代表室，甘肃兰州730000）摘要：复合材料气瓶在航天、航空和民用领域都有着广泛的应用，对复合材料气瓶的研制进展和典型应用进行了简要介绍，并分析了复合材料气瓶及其成型工艺的发展趋势，综述了航天、航空和民用领域复合材料气瓶标准的发展概况，并针对我国复合气瓶标准制定面临的问题进行了分析。
关键词：复合材料气瓶；标准；金属内衬；纤维缠绕；应力断裂；疲劳循环中图分类号：TH49；TG435；T－65文献标识码：B文章编号：1001－4837（2011）12－0034－07doi：10．3969/j．issn．1001－4837．2011．12．007Development of World－wide Composite Gas Cylinder andAnalysis of Chinese COPV Standard（2）YU Bin1，LIU Zhi－dong1，ZHAO Wei－wei2，SHEN Jian2，JIN Qing－chen1，LI Gang1，CHENG Bin1（1．Lanzhou Institute of Physics，Aerospace Pressure Vessel Research Center，Lanzhou730000，China；2．Gansu Military Representative Office of the Aviation，Lanzhou730000，China）Abstract：Composite gas cylinders are widely used in aerospace，aviation and civil field，the study devel-opment and representative application of composite gas cylinders were briefly introduced，and the develop-ment trend and the manufacture process was analyzed，the present status of the standard in these fields was summarized，the problem of standard establishment in China was analyzed．Key words：composite gas cylinders；standard；metal liner；filament－wound；stress－rupture；cycle fa-tigue（接上期）2．2航空领域航空工业部301所针对航空用金属气瓶研制推出了HB6134—87《航空气瓶通用技术条件》，对金属气瓶结构设计、材料选择、工艺控制、试验方法和检验要求提出了较为全面的指导，对航空用复合材料气瓶环境适应性设计起到一定的借鉴作用。
可重复使用热防护材料研究进展
李俊宁;冯志海;张大海;胡子君
【期刊名称】《宇航材料工艺》
【年(卷),期】2024(54)2
【摘要】具有轻量化、耐高温、高抗损伤、重复使用、易于维护等性能的热防护材料是空天往返飞行器的关键材料,影响飞行器的先进性、可靠性、维护性和经济性。
本文针对可重复使用飞行器机身大面积、头锥、翼前缘以及控制面等部位所需的热防护材料,综述了刚性隔热瓦、柔性隔热毡、抗氧化C/C、C/SiC、TUFROC 等可重复使用热防护材料的发展历史、研究现状及在飞行器上的应用情况。
总结了高温服役过程中典型热防护材料的损伤及性能衰减行为,并提出以材料损伤为基础,研究材料的可重复使用性能及寿命预测方法。
最后,提出研制高性能可重复使用热防护材料、发展热防护材料可重复使用理论方法与标准、建立可重复使用热防护材料数据库是该领域今后需要重点关注的方向。
【总页数】10页(P1-10)
【作者】李俊宁;冯志海;张大海;胡子君
【作者单位】航天材料及工艺研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TB33
【相关文献】
1.重复使用金属热防护系统研究进展
2.可重复使用热防护系统防热结构及材料的研究现状
3.航天器可重复使用热防护技术研究进展与应用
4.结构热防护一体化复合材料研究进展
5.新型热防护材料研究进展
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热防护服防热性能的探究热防护服是一种专门用于保护人体免受高温环境伤害的服装，广泛应用于冶金、焊接、玻璃制造、石油化工等高温作业环境。
它的防热性能直接关系到工人的安全和健康，因此对热防护服的防热性能进行探究具有重要意义。
一、热防护服的基本构成热防护服通常由外层织物、中间织物和内层织物组成。
外层织物通常采用防火、耐高温的材料，如玻璃纤维、金属纤维等，以提供较好的热辐射防护。
中间织物多为隔热层，用于隔绝外部高温环境和内部低温环境的传导热流。
内层织物一般采用吸湿透气的材料，既可以吸收工人身体分泌的汗液，又可以保持内部相对干燥，提高穿着舒适度。
二、热防护服的主要防热性能1.热辐射防护性能热辐射是一种通过电磁波传播的热传导方式，对人体的伤害较大，尤其是在高温环境下。
热防护服的外层织物通常采用反射、吸收或吸收-反射结合的方式来减少热辐射的侵害，从而保护穿着者的皮肤不受热辐射的伤害。
2.热传导防护性能热传导是一种通过材料直接接触传导热流的方式，是导致穿着者皮肤灼伤的主要途径之一。
热防护服的中间织物起到隔热层的作用，有效隔绝了外部高温环境和内部低温环境之间的热传导流，从而保护穿着者的皮肤免受热源的伤害。
3.热对流防护性能热对流是一种通过气体或液体流动传导热流的方式，对人体的伤害较大。
热防护服的内层织物通常采用透气性好的材料，以便有效降低热对流对穿着者的伤害，提高穿着舒适度。
三、热防护服防热性能评价方法1.热防护服的热防护性能可以通过对其防热性能进行实验测试来评价。
目前国际上通用的热防护服防热性能评价方法主要包括：热传导性能测试、热辐射性能测试、热对流性能测试等。
2.热传导性能测试主要通过热传导仪器测试热防护服材料的导热系数，从而评价其对热传导的隔离能力。
四、热防护服防热性能的影响因素1.热防护服材料的影响热防护服材料的选择直接影响着其防热性能。
一般来说，玻璃纤维、陶瓷纤维等无机材料具有较好的高温抗性能，可以用于制作热防护服的外层织物；而聚酰亚胺、芳纶、聚四氟乙烯等高分子材料具有较好的绝缘性能，可以用于制作热防护服的中间织物。
新型耐高温多层隔热结构研究一、本文概述随着现代工业和科学技术的快速发展，耐高温多层隔热结构在航空航天、能源、冶金、化工等领域的应用越来越广泛。
然而，传统的隔热材料在高温环境下往往会出现热稳定性差、隔热性能下降等问题，严重制约了其在高温环境下的应用。
因此，研究和开发新型耐高温多层隔热结构具有重要的理论价值和实际应用意义。
本文旨在通过对新型耐高温多层隔热结构的研究，分析其结构特点、隔热原理及性能优势，探讨其在高温环境下的应用前景。
文章将介绍耐高温多层隔热结构的基本概念和分类，阐述其研究背景和意义。
将详细介绍新型耐高温多层隔热结构的设计思路、制备工艺和性能表征方法。
在此基础上，文章将重点分析新型耐高温多层隔热结构的隔热性能和热稳定性，并与其他传统隔热材料进行对比。
文章将探讨新型耐高温多层隔热结构在实际应用中的潜力和挑战，为相关领域的研究和发展提供参考和借鉴。
通过本文的研究，希望能够为新型耐高温多层隔热结构的设计、制备和应用提供理论支持和实践指导，推动其在高温环境下的广泛应用和发展。
二、多层隔热结构的基本理论多层隔热结构是一种高效的热防护方式，其基础理论主要建立在热传导、热辐射和热对流这三个基本的热量传递方式之上。
多层隔热结构的核心思想是通过引入热阻大的材料层，以及利用反射和散射热辐射的原理，来降低热量在结构中的传递效率。
在多层隔热结构中，每一层材料都扮演着特定的角色。
一般来说，外层材料需要具备高的反射率，以减少热辐射进入结构内部；而内层材料则需要具有高的热阻，以阻止热量通过传导方式传递。
同时，各层之间的空隙也是关键的设计要素，它们不仅能够阻止热对流，还可以通过其中的气体分子进一步散射热辐射。
多层隔热结构的性能还受到材料热物性、结构尺寸、环境温度等因素的影响。
因此，在设计和优化多层隔热结构时，需要综合考虑这些因素，以达到最佳的隔热效果。
近年来，随着新型材料的不断涌现和计算机模拟技术的发展，多层隔热结构的设计理念和实现方式也在不断创新。
复合材料在航空航天领域中的应用研究一、引言复合材料是由两种或以上不同性质的材料按一定方式组合而成的新材料，具有轻量化、高强度、耐腐蚀等优点，是航空航天领域中重要的结构材料。
本文将探讨复合材料在航空航天领域的应用研究，主要包括以下几个方面。
二、复合材料在飞机结构中的应用1.航空结构材料的发展航空器结构材料要求具备轻质化、高强度、高温稳定性等特点。
复合材料因其优越的特性，可以满足这些要求。
随着复合材料制备工艺的不断发展，航空器结构材料从传统的金属材料逐渐向复合材料转变。
2.复合材料在飞机机翼中的应用飞机机翼是航空器结构中承受最大风载荷的部位，要求具备较高的强度和刚度。
传统的金属机翼重量大，影响飞机的燃油消耗和性能。
而采用复合材料制作的机翼不仅重量轻，而且具有更好的抗风载荷性能。
同时，复合材料可以根据设计要求进行形状调整，提高飞机的升阻比，减少油耗。
3.复合材料在飞机机身中的应用飞机机身是航空器结构中最为重要的部分之一，要求具备较高的强度、刚度和防腐蚀性。
复合材料具有卓越的抗腐蚀性能，能够有效地减少飞机机身的维修成本和维修时间。
此外，复合材料还可以根据飞机机身的特殊形状进行成型，提高飞机的流线型，减少空气阻力。
三、复合材料在航天器结构中的应用1.航天器结构材料的发展航天器作为进入外太空的交通工具，要求结构材料具备轻量化、高强度、高温耐受性等特点。
传统的金属材料由于重量过重，难以满足航天器的要求。
而复合材料因其轻质化和高强度，成为航天器结构的首选材料。
2.复合材料在航天器热防护中的应用航天器在进入大气层时，会面临极高的温度和压力。
复合材料具有良好的高温稳定性和隔热性能，可以作为航天器的热防护材料。
航天器表面的热防护层可以采用碳纤维复合材料，有效地减少热量传导和热辐射，保护航天器内部的仪器设备不受高温的影响。
3.复合材料在航天器舱内结构中的应用航天器内部结构要求具备较高的刚度和强度，以抵抗离心力和振动力的作用。
2017年第1期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.1 2017 总第351期 MISSILES AND SPACE VEHICLESSum No.351收稿日期：2016-03-01；修回日期：2016-11-15；数字出版时间：2017-01-04；数字出版网址： 作者简介：刘建芳（1980-），男，工程师，主要研究方向为低温火箭发动机总体设计文章编号：1004-7182(2017)01-0029-04 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170108轻质多层复合结构气瓶热防护层研究刘建方，庞红丽，潘 亮，孙慧娟（北京航天动力研究所，北京，100076）摘要：火箭飞行过程中，长时间高强度的热流冲击会使发动机钛合金气瓶温度升高，从而导致气瓶的安全系数及可靠性降低。
针对此问题，开展了气瓶热防护层研究，气瓶热防护层采用多层复合结构的设计方案；采用一种新型轻质疏松纤维材料——柔性隔热毡作为热防护层的重要隔热层；进行了热防护层的热分析计算和热真空试验验证。
结果表明：气瓶热防护层能够承受长时间高强度热流冲击，对气瓶进行有效热防护，提高了气瓶的可靠性，保障了飞行安全。
关键词：热防护；多层复合结构；柔性隔热毡；气瓶 中图分类号：V435+.14 文献标识码：AResearch of Lightweight Thermal Protective Layer with Multilayer CompositeStructure on the Pressure VesselLiu Jian-fang, Pang Hong-li, Pan Liang, Sun Hui-juan(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)Abstract: Pressure vessels on the rocket engine endure a long-time high dense heat environment while the rocket flying. It canlead to the reduction of safety level and reliability. Aiming at this problem, a research on a novel thermal protective layer used on the pressure vessel is carried out. The thermal protective layer is designed into a multi-layer composite structure and a new loosen low-dense fiber material is applied as the key part. Also, thermal analysis and hot test in vacuum condition are conducted. The results show that the new thermal protective layer could stand the long-time high dense heat flux and effectively protect the pressure vessel, hence greatly improve the reliability of pressure vessel and ensure the safety of flight.Key words: Heat insulation; Multilayer composite structure; Flexible thermal protective layer; Pressure vessel0 引 言钛合金气瓶为某火箭芯二级发动机提供控制及吹除气体，钛合金材料具有强度高、密度低的特性，但钛合金抗拉强度随着温度的升高而降低。
某火箭芯二级发动机工作高度为200 km 左右，工作时基本处于真空状态；在飞行过程中，箭体沉底发动机及芯二级发动机自身工作所产生的辐射及羽流对钛合金气瓶将产生加热作用，气瓶温度升高。
气瓶温度升高将导致钛合金抗拉强度降低，而气瓶内气体的压力又随着气体温度的升高而升高，从而导致气瓶的安全系数和可靠性的降低，给飞行带来隐患。
为了减少发动机飞行热环境对气瓶的影响，对气瓶进行热防护。
通过研究柔性轻质多层复合结构热防护层，将气瓶温度控制在使用温度范围内，可保证气瓶的可靠性[1]，实现安全飞行。
1 气瓶热环境分析在火箭飞行过程中，钛合金气瓶承受着箭体沉底发动机及芯二级发动机自身带来的巨大热流影响，包括对流和辐射传热。
气瓶承受的总热流密度及作用时间变化曲线如图1所示。
图1 气瓶热流密度与时间关系导 弹 与 航 天 运 载 技 术 2017年30由图1可知，热流密度在1 830 s 内的均值为16 kW/m 2，最大热流为20 kW/m 2，此热流如被气瓶完全吸收，则经式（1）[2]传热计算气瓶将达到0.6 K/s 温升。
()21Q C M T T =⋅⋅− （1） 式中 Q 为单个气瓶吸热，J ；C 为钛合金比热，J/(kg·K)；M 为气瓶质量，kg ；T 2为气瓶吸热后温度，K ；T 1为气瓶初始温度，K 。
钛合金气瓶的抗拉强度与温度变化曲线如图2所示。
图2 钛合金强度与温度曲线气瓶强度随温度升高而逐渐降低，温度低于80 ℃时能够保证钛合金气瓶安全系数大于2，即气瓶在飞行过程中温度不能超过80 ℃。
根据式（1）计算，约在经受134 s 大热流冲击后，气瓶温升即达到80 ℃。
在发动机工作期间，气瓶还要承受1 696 s的热流冲击，不能满足气瓶使用温度要求80 ℃的限制条件。
所以需采取隔热措施，减少气瓶大量吸热带来的过度温升。
2 气瓶热防护层方案钛合金气瓶在飞行过程中同时承受对流传热和辐射传热，单一隔热材料热防护层不能有效抵抗对流传热和辐射传热的同时作用。
在气瓶热防护层方案设计时，采用多层复合结构，如图3所示。
多层复合结构具有装配工艺性好、操作方便的特点[3，4]。
图3 气瓶热防护层包覆状态钛合金气瓶多层复合结构热防护层结构如图4所示。
图4 多层复合结构热防护层级多层复合结构热防护层共分5层，由外及内分别为单层石英纤维布、单层铝箔、柔性隔热毡、单层铝箔和单层石英纤维布，5层材料通过石英纤维线复合而成。
通过低热导材料和高反射率材料间隔复合而成，能有效抵抗对流传热和辐射传热的同时作用。
2.1 柔性隔热毡柔性隔热毡为新型轻质疏松纤维材料，传统的隔热材料主要以S i O 2基和Al 2O 3基柔性隔热材料为主，密度在0.2～0.3 g/cm 3之间，室温热导率在0.03 W/（m·K ）左右。
而新型柔性隔热毡在密度、导热率以及韧性方面均获得重大突破，主要表现在以下几个方面。
2.1.1 超低密度新型柔性隔热毡的密度为0.005 g/cm 3，是传统隔热材料的1/40，减重效果明显，达99%以上，具有比传统隔热材料不可比拟的优势。
2.1.2 超低热导率新型柔性隔热毡的室温热导率为0.01～0.015 W/（m·K ），比传统隔热材料低1～2倍，绝热系数是传统隔热材料的60～90倍，真空下柔性隔热毡的室温热导率远低于0.01 W/(m·K)，该柔性隔热毡压缩量为50%时的室温热导率为0.03 W/(m·K)。
2.1.3 超高韧性新型柔性隔热毡压缩率超过60%依然能够恢复到原来的形状，并且能经受1 000次压缩循环后仍然能够完全恢复到原状，这一优异的柔韧性为后续的成品加工和使用提供了条件。
2.2 石英纤维布石英纤维布具有石英纯度高、耐高温、耐烧蚀、低导热、低吸收率、抗热震和良好的化学稳定性等，主要用作电绝缘材料、隔热材料和复合材料的增强体，广泛应用于飞机机头、雷达罩、火箭的尾喷管、空间航天器的烧蚀材料等。
2.3 铝 箔铝箔是一种低发射率的金属箔，使用温度高，生产成本低，工艺成熟，常被用作反射屏[5]。
刘建方等 轻质多层复合结构气瓶热防护层研究31第1期3 气瓶热防护层热分析为了热分析计算的准确性，建立了发动机的完整热分析模型。
热分析模型采用Thermal Desktop 软件[6]建立，对气瓶防护层内的气瓶温升进行仿真计算。
通过假设和简化，利用Thermal Desktop 软件计算各节点间的辐射角系数，各节点的热容根据部件或结构的材料和质量设置。
建模过程中假定气瓶为温度均匀、热耗分布均匀的等温体，各防护层属性根据每层防护层的密度i ρ、厚度i L 、热导率i λ、热容i C 等进行折算，热防护材料共有5层，热防护材料折算后的参数如下所示。
热防护材料的密度：5151i ii ii L L ρρ===∑∑（2）热防护材料的比热：5151i i ii i ii L C C L ρρ===∑∑（3）热防护材料的热导率：5151ii i ii L L λλ===∑∑（4）整个发动机节点之间的辐射、传导换热关系用节点间的相应热阻连接起来，由式（5）形成热网络模型。
()()()44k,E,in orbit d d in j i m j i in mT Gc R T T R T T Q Q στ=−+−++∑∑ （5）式中 G 为节点质量，kg ；c 为比热，J/（kg ·K ）；i T 为第i 个节点的绝对温度，K ；τ为时间，s ；σ为黑体辐射常数；k ,n R 为热网络的传导系数；R E,m 为热网络的辐射系数；in Q ,orbit Q 为节点的内热流与外热流，W 。
飞行1 830 s 后发动机温度分布如图5所示；飞行过程中气瓶温度变化曲线如图6所示。
图5 发动机温度分布云图图6 气瓶温度曲线由图6可知，气瓶温度随时间推移不断升高，到发动机工作结束时，最高温度达43.5 ℃ ，初始环境温度20 ℃，最大温升为23.5 ℃。
4 气瓶热防护层试验验证发动机工作环境为真空状态，故进行了气瓶热防护层热真空试验验证。
在研制过程中，气瓶热真空试验随发动机热真空试验同时进行[7]。
4.1 热真空试验系统热真空试验系统主要包括真空舱系统、热环境模拟装置和测量系统。
真空舱系统主要模拟飞行时的真空环境，排除空气对流传热，主要由真空舱、泄压舱盖、安全板等组成，如图7所示。
试验时，真空舱压力始终低于100 Pa ，满足试验要求。
图7 真空舱示意热环境模拟装置主要模拟飞行过程中气瓶所承受的热流密度，采用石英灯阵进行模拟（见图8）。
