宇航材料工艺
宇航材料工藝
우항재료공예
AEROSPACE MATERIALS & TECHNOLOGY
2009年
5期
32-35
,共4页
雷世文%郭全贵%史景利%宋进仁%刘朗
雷世文%郭全貴%史景利%宋進仁%劉朗
뢰세문%곽전귀%사경리%송진인%류랑
酚醛树脂%泡沫碳前驱体%纳米孔径%热导率
酚醛樹脂%泡沫碳前驅體%納米孔徑%熱導率
분철수지%포말탄전구체%납미공경%열도솔
采用热塑性酚醛树脂为原料,通过液相低压发泡工艺制备得到具有纳米孔径的酚醛树脂基泡沫碳前驱体.研究了前驱体的隔热机理和纳米孔径结构对热导率的改善以及材料的热导率随体积密度和测试温度的变化规律.结果表明,由于具有均匀分布的纳米孔径结构,前驱体的隔热性得到改善和提高.前驱体的热导率随体积密度的增大存在一个最佳密度点,此时热导率取得极小值.200℃以前,前驱体的热导率随测试温度的升高先增后减,200℃以后热导率变化甚少,高密度的前驱体出现极大值拐点的温度比低密度前驱体延缓20℃.
採用熱塑性酚醛樹脂為原料,通過液相低壓髮泡工藝製備得到具有納米孔徑的酚醛樹脂基泡沫碳前驅體.研究瞭前驅體的隔熱機理和納米孔徑結構對熱導率的改善以及材料的熱導率隨體積密度和測試溫度的變化規律.結果錶明,由于具有均勻分佈的納米孔徑結構,前驅體的隔熱性得到改善和提高.前驅體的熱導率隨體積密度的增大存在一箇最佳密度點,此時熱導率取得極小值.200℃以前,前驅體的熱導率隨測試溫度的升高先增後減,200℃以後熱導率變化甚少,高密度的前驅體齣現極大值枴點的溫度比低密度前驅體延緩20℃.
채용열소성분철수지위원료,통과액상저압발포공예제비득도구유납미공경적분철수지기포말탄전구체.연구료전구체적격열궤리화납미공경결구대열도솔적개선이급재료적열도솔수체적밀도화측시온도적변화규률.결과표명,유우구유균균분포적납미공경결구,전구체적격열성득도개선화제고.전구체적열도솔수체적밀도적증대존재일개최가밀도점,차시열도솔취득겁소치.200℃이전,전구체적열도솔수측시온도적승고선증후감,200℃이후열도솔변화심소,고밀도적전구체출현겁대치괴점적온도비저밀도전구체연완20℃.
