绝热层

摘要： 2219铝合金被广泛应用于新一代运载火箭贮箱结构,搅拌摩擦焊接技术因焊接性能好等优点被广泛应用于贮箱焊接。然而贮箱完成焊接后,筒段搅拌摩擦焊缝处圆度时常不理想,绝热层因此发生局部开裂现象,不满足低温绝热要求,甚至导致火箭发射失利,因此开展新一代运载火箭贮箱筒段搅拌摩擦焊缝圆度分析与研究。通过开展贮箱焊接、充压等试验以分析贮箱筒段圆度的影响因素,开展绝热试验以分析筒段圆度对绝热层的影响,同时利用有限元分析(FEA)软件ABAQUS模拟2219铝合金材料筒段充压过程分析不同筒段圆度下的最大变形量。结果表明:贮箱筒段壁板焊前自身圆度及搅拌摩擦焊接工艺特点综合导致贮箱完成焊接后筒段搅拌摩擦焊缝处圆度不理想,贮箱在总装及测试阶段经过反复充压,圆度超差较大,位置变形量较大,致使随之变形的绝热层超过自身伸长率而发生局部开裂现象。

摘要： 为确定三元乙丙橡胶(EPDM)绝热材料配方中有机纤维长度对绝热层材料烧蚀性能的影响,采用光学显微镜和SEM分别表征混炼后纤维长度和形貌,并采用氧乙炔和高过载模拟烧蚀发动机研究不同长度芳纶纤维(PPTA)和聚酰亚胺纤维(PI)对EPDM绝热材料烧蚀性能影响规律。研究结果表明,混炼后初始长度1~6 mm的PPTA纤维经过混炼后形貌严重破损,长度均在1 mm左右,而PI纤维形貌无明显变化,仅初始长度4~6 mm的PI纤维断裂为2.5~3.5 mm;相同纤维长度下,PI纤维填充绝热层氧乙炔线烧蚀率明显低于PPTA纤维填充绝热层;随着PPTA纤维和PI纤维初始长度的增加,氧乙炔线烧蚀率和高过载模拟烧蚀发动机线烧蚀率降低,且PPTA纤维和PI纤维分别在初始长度4 mm和2 mm处氧乙炔线烧蚀率趋于稳定;1、3和5 mm的PPTA纤维与2~6 mm PI纤维共用填充绝热层氧乙炔线烧蚀率相当,但高过载模拟烧蚀发动机线烧蚀率则随着PI纤维长度的变短而降低,PPTA纤维长度变化对其无明显影响;采用初始长度2~3 mm的PI纤维单独或与一定比例PPTA纤维共用,其耐烧蚀性能最佳。

摘要： 以三元乙丙橡胶(EPDM)为基体,中空聚酰亚胺纤维为耐热型纤维,分别从低密度高成炭、高耐热以及分子链催化成炭三方面出发,通过机械共混法制备了酚醛空心微球(HPM)、聚酰亚胺树脂(PIR)以及含不饱和双键环磷腈衍生物(CPD)复合的EPDM绝热层,并对这三种绝热层进行了硫化性能、力学性能、与金属界面粘接性能以及耐烧蚀性能的研究。结果表明,由PIR填充的EPDM绝热层具有较为优异的综合性能;当PIR添加量为10 phr时,其拉伸强度为8.9 MPa,断裂伸长率为834%,密度为1.033 g/cm^(3),与铝片的粘接强度为5.4 MPa,线烧蚀率为0.033 mm/s。SEM显示,EPDM/PIR烧蚀后的断面连续完整、无明显大孔隙,具有优异的耐烧蚀性能。

摘要： 通过固体火箭发动机设计、三元乙丙EPDM绝热层研发及生产人员“结对子”,湖北航天化学技术研究所从各种发动机对绝热层需求指标差异性、现有各种绝热层技术状态梳理、各种绝热层性能水平统计分析、绝热层型谱建设、产品质量及生产能力提升等方面开展了产品化研究。在梳理绝热层技术状态、统计分析绝热层技术指标基础上,修订了绝热层规范、完善了绝热层型谱。笔者提出了型号绝热层选用控制建议,并对绝热层研发、生产过程中的问题提出了针对性的解决措施。通过持续改进全面提升了绝热层产品成熟度、生产能力和产品质量,实现了绝热层既依托型号又不依赖型号的目的,实现了绝热层产品系列化、通用化、去型号化。

摘要： 固体推进剂主要由粘合剂、氧化剂(炸药)、金属燃料、增塑剂及功能助剂等组成,经过特定混合工艺和复杂的物理过程、化学反应等形成,其性能的优劣直接影响着航天器的效能。固体推进剂性能主要包括能量、燃烧、工艺、力学、安全、贮存老化等性能。固体推进剂关键技术主要包括关键原材料设计与制备技术、配方设计与仿真技术、燃烧与能量释放机制、力学与贮存稳定性、工艺扩试与安全控制、衬层界面粘结与绝热层一体化设计等。新材料、新技术、新工艺的创新发展不断促进固体推进剂技术的进步,不断拓展固体推进剂的功能和应用领域。高能量、高安全、强适应、低成本、智能化等发展方向需要系统研究固体推进剂基础科学问题和相关机制机理,尤其是燃烧、力学、工艺、贮存老化等关键核心技术的突破,将进一步推动固体推进剂专业技术领域的发展。

摘要： 我国制冷压力容器产品标准中规定的安全阀泄放口径的计算方法历经了3次重大修改,即GB 150—89,JB/T 6917—1993和NB/T 47012—2020。通过举例,对3种计算方法和计算结果进行了对比分析,发现JB/T 6917—1993,NB/T 47012—2020的计算方法没有考虑制冷剂的汽化潜热、绝热层对汽化量的影响,与采用GB/T 150.1—2011的通用计算方法所得结果存在很大差异。基于制冷系统中冷凝器、蒸发器和分离器的工作原理,提出了三者的安全泄放量计算方法。

摘要： 基于有关规范、规则关于通往货物区域内各处所的通道设计要求,在9500 m^(3)多用途气体运输船上落实,为后续船设计提供经验。

摘要： 佳斯迈威推出极小直径螺旋风管内衬佳斯迈威宣布发布VVSD(非常、非常小直径)SpiracousticPlus■螺旋风管内衬。该产品是同类产品中的第一款,专为较小直径的螺旋风管应用而设计,外径范围为6-8英寸。绝热层的厚度仅为1英寸,是Spiracoustic Plus产品系列的最新产品。

摘要： 首先基于Lockheed传热计算模型以及傅里叶定律计算LNG储罐高真空多层绝热在不同热端温度下的漏热量与综合导热系数,接着分析热端温度对LNG储罐高真空多层绝热漏热量及综合导热系数的影响,说明对于采用高真空多层绝热的LNG储罐,通过绝热层从外界环境漏到LNG储罐的热量造成的LNG储罐蒸发损失随季节如何变化.结果表明,热端温度不同,LNG储罐高真空多层绝热漏热量不同,综合导热系数不同,且热端温度对LNG储罐高真空多层绝热漏热量和综合导热系数影响较大,说明对于LNG调峰站中同一座LNG储罐来说,通过绝热层从外界环境漏到LNG储罐的热量夏季要比冬季多,夏季要更加注意LNG储罐绝热层漏热问题,从而尽量降低LNG储罐蒸发损失.

摘要： 为有效降低三元乙丙(EPDM)绝热材料中小分子挥发物含量,研究了液体EPDM(LEPDM)、液体低分子聚丁二烯(LPB)、液体低分子聚异戊二烯(LIR)、液体丁腈橡胶(LNBR)和液体端羟基聚丁二烯(LHTPB)等高分子增塑剂对EP?DM绝热层门尼粘度、力学性能、烧蚀性能、老化性能、可挥发分含量和界面粘接性能的影响规律,并与传统橡胶增塑剂液体石蜡进行对比.结果表明,相比传统增塑剂LPO,高分子增塑剂制备EPDM绝热材料挥发分含量显著降低,其中LIR、LEPDM和HTPB三种高分子增塑剂制备绝热材料挥发分含量最低;同时,其玻璃化转变温度升高,断裂伸长率降低,线烧蚀率降低,门尼粘度和抗拉强度基本相当;除LEPDM外其他高分子增塑剂制备绝热材料的EPDM生/EPDM熟界面粘接强度明显下降;EPDM/铝和EPDM生/EPDM生界面粘接强度及70°C热老化性能基本相当.

摘要： 随着工厂监控监测执行等系统日益复杂,在生产便利的基础下产生了更多的可能导致事故的危险性因素.LNG工厂的危险性日益增加,需要更好,更客观的理解为什么会发生事故,以及如何预防未来的事故.传统的事故树、故障树等模型不能本质的反应事故情境中各因素之间的关系以及事故的情景演化过程.本文在对STAMP模型进行基本介绍基础上,结合LNG储罐的绝热层失效事故,建立了基于STAMP模型的LNG储罐的绝热层失效事故情景模型.同时分场景建立了详细STAMP模型.结果表明运用STAMP模型进行事故情景建模不仅可以清晰的表达事故过程,对分析事故后果、提出改进措施也有很大帮助.

摘要： 本文简介了一种绝热层模压工装的结构形式,针对模压工装结构复杂,加工难度大,经济性差的问题,通过对工装进行工艺性分析,在保证工装功能的前提下,由整体式加工改为分体式组合加工,方便、快捷的解决了加工难题,提高了工装的加工经济性.

摘要： 固体火箭发动机是航空航天飞行器的常用动力装置,燃烧室内绝热层与壳体的良好粘接是保证发动机正常工作的基本条件,在制造过程中对绝热层的脱粘进行无损检测是必要的.光激励的红外热像法是一种非接触式的光学无损检测技术,有望应用于固体火箭发动机绝热层脱粘的在线检测.为了给红外热像法在固体火箭发动机绝热层检测中的应用提供科学依据,用数值模拟法分析了绝热层脱粘脉冲红外检测的基本规律,得到了决策参数与结构参数之间的多变量关系.对部分检测规律进行了实验验证,所得数据和结论为固体火箭发动机绝热层脱粘的红外无损检测提供了参考。

摘要： 现代固体火箭发动机的燃烧室要承受3000K以上的高温燃气的作用，为了防止燃烧室壳体被烧坏或因过热而失强，须对燃烧室内壁采取热防护措施，通常是在燃烧室内壁粘贴绝热层的方法加以解决。绝热层是发动机消极质量的一个重要部分。本文通过查阅国内外有关橡胶片材制造技术并结合目前绝热材料片材通用成型技术,对典型成型工艺的设备能力及其达到的效果进行对比分析,得出挤出片材技术应用于绝热层制作领域有其显著优越性和必要性结论.并通过引用资料中挤出橡胶片材生产线技术实例对该项民用技术的发展水平及特点加以说明.

摘要： 在新型独立B型LNG船的运营过程中,可能发生绝热层脱落等情况而导致绝热系统在局部位置失效.绝热层的局部破损会导致液货舱的漏热量增大,液货蒸发率升高,同时使得破损部位附件的内船壳温度降低,危害船舶安全.以一艘17万立方米新型LNG船为研究对象,为了研究绝热层局部破损对LNG船液货蒸发率的影响和对内船壳温度场的影响,根据实船尺寸数据建立了新型LNG船一个液货舱的传热模型,使用Fluent软件对绝热层局部破损情况进行数值模拟计算.最终得到结论:绝热层厚度为400mm,海水温度为32°C,空气温度为45°C条件下,当绝热层破损面积大于6m2时,LNG液货日蒸发率将大于0.1％.

摘要： 在新型独立B型LNG船的运营过程中,可能发生绝热层脱落等情况而导致绝热系统在局部位置失效.绝热层的局部破损会导致液货舱的漏热量增大,液货蒸发率升高,同时使得破损部位附件的内船壳温度降低,危害船舶安全.以一艘17万立方米新型LNG船为研究对象,为了研究绝热层局部破损对LNG船液货蒸发率的影响和对内船壳温度场的影响,根据实船尺寸数据建立了新型LNG船一个液货舱的传热模型,使用Fluent软件对绝热层局部破损情况进行数值模拟计算.最终得到结论:绝热层厚度为400mm,海水温度为32°C,空气温度为45°C条件下,当绝热层破损面积大于6m2时,LNG液货日蒸发率将大于0.1％.

摘要： 小型变截面绝热层内表面电磁场打磨技术是磁性磨粒群在电磁场中受到磁力的作用,磨粒产生旋转,对绝热层内表面接触,产生摩擦、挤压、切削等作用,可有效打磨复杂的绝热层内表面,受绝热层材料截面特殊性的影响较小,适用于小型非导磁工件的内外表面打磨及清理。

摘要： 针对长时间工作的固体火箭冲压发动机补燃室工作特点,研制出了满足工作时间大于400s的冲压发动机补燃室绝热层配方CYB-2.各项性能试验与地面试车考核结果表明,研制的补燃室绝热层满足发动机使用要求,成型工艺可靠.CYB-2可以作为长时间工作的固冲发动机补燃室热防护材料.

摘要： 基于脉冲隔板总开孔面积一定,研究了不同级间开孔形式对一脉冲壳体绝热层烧蚀和流动损失的影响,对带金属隔板的双脉冲发动机进行了内流场数值计算.结果表明:隔板背壁区涡流会加重绝热层烧蚀,燃气再附着点附近烧蚀情况最严重;改变开孔形状和布局对隔板流动损失影响不大,但优化开孔倒角设计可改善隔板孔流通能力;减小隔板外缘孔径并加开隔板中心孔能有效减轻绝热层烧蚀.

摘要： 本文提出了一种全新的固体火箭发动机内绝热的工艺方法，该方法使用去掉手工粘贴绝热层，采用固体火箭发动机内绝热层机外预成型，预成件放置于固体火箭发动机壳体内，使用气囊加压、真空高温固化粘接。此方法对机口较小的大长细比战术导弹固体火箭发动机的绝热尤为适用，为固体火箭发动机内绝热提供了一种高可靠、高效率、高质量的新方法。

摘要： 本发明提供一种绝热材料用涂层，其是具有碳化成型体、在该碳化成型体的至少一个表面上层叠的绝热材料用涂层的绝热材料用叠层体中的所述绝热材料用涂层，其中，所述碳化成型体的体积密度为0.08～0.8g/cm

摘要： 本发明涉及一种高分子绝热保温材料技术领域，尤其涉及一种用于低温绝热管道的聚氨酯硬泡绝热保温层及其制备方法，是由不同特性的聚醚多元醇及聚酯多元醇按一定比例混合，与泡沫稳定剂、催化剂、阻燃剂等助剂及异氰酸酯反应制备得到。主要反应为：(1)多种聚醚多元醇与助剂充分混合形成特种组合聚醚多元醇；(2)特种组合聚醚多元醇与异氰酸酯反应：聚氨酯硬泡层的原料如下，按重量份数计：(1)聚醚多元醇：杂醇基聚醚多元醇(羟值400‑500mgKOH/g)30‑50份；其它聚醚多元醇(羟值400‑420mgKOH/g)5‑25份；(2)聚酯多元醇(羟值200‑400mgKOH/g)5‑20份；(3)助剂及发泡剂：交联剂2‑10份，泡沫稳定剂2‑4份，催化剂1‑7份，水1‑6份，阻燃剂10‑20份，发泡剂10‑20份；(4)异氰酸酯65‑140份。

摘要： 本发明提供一种绝热材料用涂层，其是具有碳化成型体、在该碳化成型体的至少一个表面上层叠的绝热材料用涂层的绝热材料用叠层体中的所述绝热材料用涂层，其中，所述碳化成型体的体积密度为0.08～0.8g/cm

摘要： 本发明提供的一种用于发动机内表面绝热层厚度检测的挠度计算方法、装置及绝热层厚度检测方法、系统，包括：搭建检测平台；使数控车在简支梁上移动，到达测量位置后，采用特定的挠度计算方法得到简支梁产生的挠度偏移距离；使发动机壳体以简支梁为转轴旋转一周，位移传感器采集探头与其正上方的发动机壳体内壁之间的位移；改变测量位置，重复测量，直到发动机壳体内表面的所有位移数据全部被采集完为止；卸装发动机壳体，待发动机壳体内表面粘贴完绝热层后，重复上述步骤，获得简支梁产生的挠度偏移距离，以及贴装隔热层后的位移；将两次测量的位移相减，得到发动机内表面绝热层的厚度；本发明检测效率和检测精度较高，克服了人工检测存在的弊端。

摘要： 本发明涉及一种具有多层绝热层的低温液体运输罐，包括具有高真空夹层的罐体，真空夹层按以下组序由内至外缠绕有多组绝热材料：第一组：由内至外先后缠绕至少1层玻璃丝布和缠绕至少1层铝箔；第二、三、五、六组：由内至外先后缠绕16～20层镀铝涤纶薄膜，其中内侧的14～18层为开有缝隙的镀铝涤纶薄膜，最外侧至少有1层为不开缝隙的镀铝涤纶薄膜；第四组：缠绕有至少1层由玻璃纤维带固定的玻璃丝布；第七组：由内至外先后缠绕至少1层铝箔和至少1层玻璃丝布，本设计的低温液体运输罐的绝热层不会沉降、绝热效果好、质量稳定、可靠性高；本发明还公开了一种运输罐及其绝热层的缠绕工艺。

摘要： 本发明公开了一种纤维缠绕发动机绝热结构的封头绝热层成型方法，封头绝热层的盖层和底层先单独硫化模压成型后再进行整体硫化模压成型，克服了手工贴片工艺产品成型质量稳定性和一致性低的缺陷；并在止裂点向直径变小方向涂刷脱模剂或粘贴脱模布，其他衬层采用合适的胶粘剂，制得的封头绝热层盖层与底层的脱开效果好；另外，当封头绝热层为后封头绝热层时，T‑1抗烧蚀层采用三元乙丙绝热材料“包裹”结构，从而将其与高强铝合金接头隔离开来。提供的整体成型模具，只需更换整体上模和底层上模就可以实现整体成型模具和底层成型模具两套工装，结构简单、成体低；同时，具能够很好的实现定位和脱模，方便产品的出模。

摘要： 本发明提供的一种用于发动机内表面绝热层厚度检测的挠度计算方法、装置及绝热层厚度检测方法、系统，包括：搭建检测平台；使数控车在简支梁上移动，到达测量位置后，采用特定的挠度计算方法得到简支梁产生的挠度偏移距离；使发动机壳体以简支梁为转轴旋转一周，位移传感器采集探头与其正上方的发动机壳体内壁之间的位移；改变测量位置，重复测量，直到发动机壳体内表面的所有位移数据全部被采集完为止；卸装发动机壳体，待发动机壳体内表面粘贴完绝热层后，重复上述步骤，获得简支梁产生的挠度偏移距离，以及贴装隔热层后的位移；将两次测量的位移相减，得到发动机内表面绝热层的厚度；本发明检测效率和检测精度较高，克服了人工检测存在的弊端。

摘要： 本发明涉及一种具有多层绝热层的低温液体运输罐，包括具有高真空夹层的罐体，真空夹层按以下组序由内至外缠绕有多组绝热材料：第一组：由内至外先后缠绕至少1层玻璃丝布和缠绕至少1层铝箔；第二、三、五、六组：由内至外先后缠绕16～20层镀铝涤纶薄膜，其中内侧的14～18层为开有缝隙的镀铝涤纶薄膜，最外侧至少有1层为不开缝隙的镀铝涤纶薄膜；第四组：缠绕有至少1层由玻璃纤维带固定的玻璃丝布；第七组：由内至外先后缠绕至少1层铝箔和至少1层玻璃丝布，本设计的低温液体运输罐的绝热层不会沉降、绝热效果好、质量稳定、可靠性高；本发明还公开了一种运输罐及其绝热层的缠绕工艺。

摘要： 本实用新型提供了一种火箭贮箱绝热层拼接结构、火箭贮箱绝热层及火箭贮箱，包括设置于第一绝热板第一侧且沿第一绝热板第一侧边延伸的凹槽以及设置于与第一绝热板相邻的第二绝热板第一侧且沿第二绝热板第一侧边延伸的凸起，凹槽垂直于第一绝热板第一侧边方向上的横截面为弧形结构，凸起垂直于第二绝热板第一侧边方向上的横截面为弧形结构。其一，第一绝热板和第二绝热板通过凸起和凹槽的形式进行配合，使得绝热板围绕储箱圆柱形粘贴时，可以适应火箭贮箱的圆柱表面曲线，更好地与贮箱外壁贴合，并避免两个绝热板的拼接处相互摩擦干涉而破损。其二，二者之间具有相互重叠的部分，避免了热量从二者拼接处传递，提高了绝热层的绝热效果。

摘要： 本实用新型提出一种复合绝热层和包括所述复合绝热层的车载低温氢储罐。所述复合绝热层包括中空微球层和多层绝热层；所述中空微球层包括支撑体和中空微球粉体；所述中空微球粉体填充在支撑体内部，形成中空微球层；所述多层绝热层包括均匀密度多层绝热材料层、变密度多层绝热材料层、均匀密度一体化隔热膜和变密度一体化隔热膜中的至少一种。所述复合绝热层是将中空微球层与多层绝热层复合使用，发挥出两种绝热层的优势。在高真空时，点接触的中空微球可延长固体热传导路径，最大限度降低固体传热。多层绝热层可有效阻隔辐射传热。将二者配合制备成复合绝热层，具有更加优异的绝热性能。