航天飞机的防热毡

尽管有关航天飞机防热系统的防热瓦已有许多文献作过介绍,但很少有文献谈及防热毡,而这种防热毡已经取代了轨道器机身上的大部分白色防热瓦。这种称为“先进的柔性多次使用表面绝热层”(AFRSI)的被状防热毡是把二氧化硅纤维絮夹在编织的二氧化硅(石英)织物中制成的,将这些防热毡用二氧化硅纤维缝织在一起并使之增强,所以它看上去像毡子一样。     

空天飞机防热系统优化设计

文章针对通用动力公司研制的空天飞机!通过与航天飞机的参照对比,根据不同的设计构思和沿不同轨迹运动的条件分析了空天飞机防热系统气动热的优化设计问题,其中包括壁板的催化问题、防热系统结构问题等。     

使神号航天飞机防热试验大纲

在使神号航天飞机运行使用中,不论是在飞行中还是在地面:发射阶段、轨道飞行、再入,会有大量的工作。防热系统要特别经受环境考验,而防热系统试验是保证安全所必需的。为实现热结构试验,再入模拟,需要解决诸如,试样加热、温度调节、加载热技术、计量等许多问题。欧洲目前没有试验设备,现在必须建造这种试验设备。本文将介绍初步试验大纲,现有实验设备或正建造的实验设备及某些试验示例。     

使神号防热系统

欧洲未来的空天飞机使神号(Hermes),当进入大气层时,将暴露于极为严重的加热环境下,外壁温度将高达1700℃,因此需要有能够建立并求解像占主要地位的辐射热交换那样的高度非线性复杂数字模型的工具。这里我们主要介绍在使神号防热系统(TPS)各部分模拟性能要求应用中DASSAULT航空公司为此目的研制的通用热分析有限元代码。最后我们简要介绍使神号防热系统研制和验证用的热试验装置的要求。     

高超声速飞行器的防热材料与防热结构进展

对高超声速气动热产生的过程及热防护系统进行了介绍,对飞行器防热材料方案进行了讨论,分析了高超声速飞行器材料选用方面的挑战.     

高速弹体表面耐烧蚀抗冲刷防热涂层技术专利分析

针对高速弹体表面耐烧蚀抗冲刷防热涂层技术,通过技术领域背景调研分析、防热涂层技术的专利检索和分析,从宏观和中观角度对该技术领域的相关专利状况、主要申请人及该领域的热点技术进行了分析。重点分析了专利申请人的申请趋势及技术分布。     

功能梯度防热材料在高超声速飞行器热防护上的设计研究

研究梯度型防热材料的烧蚀/温度场计算方法,基于分层法,将梯度型防热材料平面结构划分成若干层,每层的材料参数按函数形式变化,在此基础上对材料的热防护方案进行烧蚀/温度场计算。通过与单层均质防热材料、单层均质低密度防热材料、双层式防热材料和夹层式防热材料计算结果的对比分析,指出梯度型防热材料的优势,以及运用于高超声速飞行器需关注和解决的问题。研究结果表明,梯度型防热材料在不增加表面的热解烧蚀量的情况下,能明显减少向内部结构传导的热量,大大减轻防热结构的重量,显示了在高超声速气动热防护领域极高的防热效率和应用前景。     

固体火箭发动机外防热涂层应力应变随温度变化的数值研究

弹(箭)常用的外防热涂料在贮存过程中经常出现裂纹、开裂、脱落等现象。为了研究在不同温度下,外防热涂层的应力应变变化情况,为强度分析提供参考依据,建立了某发动机壳体及涂层的三维有限元模型,研究了随温度变化涂层应力应变的变化特点。计算发现,常温向高温转化时,涂层的各向应力均为负值即压应力,此时应该用最大主应变准则来判断材料是否破坏;常温向低温转化时,各向应变都为负值即压应变,此时应该用Mises应力或者最大拉应力准则来判断结构的安全性。     

使神号航天飞机防热系统概述

使神号航天飞机再入大气层的防热系统(TPS)对设计者是个新挑战。和美国的轨道器相比,使神号体积小、横向飞行距离大,相应地使工作温度升高,再入热过程时间延长。因此,防热系统的总重量比美国轨道器的要求更严格。另一方面,自提出轨道器方案以来,研制了许多新材料(即陶瓷复合材料),因而可能会出现更有效的TPS方案。在对使神号TPS系统进行的初步研究中曾考虑了多种可能的方案,其中包括外部被动TPS、热结构、主动TPS等。选择的方案最后缩简为三个基本方案,一些不同的或备用的方案仍在研究中: 1.陶瓷复合材料热结构:用于头部、前缘、尾翼和控制面。 2.外部绝热:陶瓷复合材料瓦表面涂以轻质绝缘层(或以刚性表面绝热层(瓦)作备用方案),用于高温下表面和部分上表面。 3.柔性表面绝热:用于较低温度的上表面。本文介绍了所研究方案的具体内容、优化方法和方案选择标准。     

利用飞行数据估计航天飞机轨道器的热环境

利用空间运输系统的研制飞行数据对航天飞机轨道器的气动热力学环境和防热系统性能作了统一分析。研究了轨道器迎风机身下部中心线以及下翼面50%和80%半翼展上预计与测得温度和加热半之比较。研究结果表明,在机身迎风面上测得的加热率比预计的低,但在机头端帽和50%半翼展翼段上测得的则比预计的高。     

重复使用运载器陶瓷热防护系统

热防护系统是航天飞行器,特别是重复使用运载器的关键技术之一.该系统要求材料具有隔热效果好、重量轻、结构简单、安装和更换容易、寿命长等特点.本文介绍了重复使用航天飞行器的陶瓷热防护系统的材料组成、性能、制备及构件的安装.     

基于TPS 复合结构毁伤的等效仿真方法

基于破片存速对某高空高速飞行器热防护结构的影响,提出一种用单一材料结构替代热防护系统(thermal protection system,TPS)复合结构毁伤的等效仿真方法.15 mmTPS热防护复合结构板经计算可等效为4.3 mm铝合金板,经试验验证误差仅为5.6％,吻合度较高,破片穿透板后,TPS复合材料层形成的破孔周围有明显扩孔现象.将试验与仿真结果对比发现:靶板正面与背面破孔直径误差分别为2.9％和2％,铝合金和TPS复合结构极限速度误差分别为2.3％和1.4％.结果表明,该方法对热防护复合结构的设计及优化具有一定参考价值.     

航天飞机外贮箱热防护系统

在航天飞机发射前和发射过程中,外贮箱热防护系统维护推进剂质量,保持箱体结构温度在设计要求范围内.它由两类基本材料组成:高效、硬质、闭孔泡沫塑料绝热材料和高热容、轻质、粘稠烧蚀材料.在外贮箱不同的部位,设计不同的热防护系统,满足发射航天飞机各种轨道不同的技术要求.     

航天运载器及低温贮箱的热防护系统

低温贮箱是航天运载器最大的结构部件,作为压力容器用来贮存液氢、液氧推进剂,也作为运载器的主承力结构,起着支撑热防护系统以及为其它系统仪器设备提供安装基础和空间的作用.随着航天运载技术的不断发展,低温贮箱热防护系统已经成为重复使用运载器的关键技术之一.介绍了一次性使用运载器热防护系统的发展历史,以及重复使用运载器低温贮箱热防护系统的最新进展.     

RLV陶瓷热防护系统热分析模型研究

应用于可重复使用运载器的陶瓷热防护系统具有多层结构、材料物理性能差异大、外边界具有辐射、对流换热等复杂内部结构及外边界特征，热分析涉及到复杂的气动热、温度场以及应力应变场的耦合分析。瞬态温度场分析是将各种分析过程耦合于一体的一个重要的中间环节，应用非线性全隐式有限差分方法研究陶瓷热防护系统瞬态温度场数值计算方法及细致计算步骤，建立了用于温度场分析及结构质量预测的一维热分析模型，获得了可资工程实践应用的数值算法体系以及有益的数值计算结论，对于提高热防护系统结构质量的预测精度及深入进行往返式航天飞行器结构优化设计都有较好的理论参考价值。     

测试流程描述语言的设计与实现

针对测试流程描述的实际需求,设计了测试流程描述语言( TFDL)。介绍了该语言的设计思想、具体组成、程序结构和具体语句的语法结构,以及该语言的开发实现过程。该语言具有可移植性、硬件无关性、可扩展性、可兼容性、使用简便等特点,能够满足通用ATS软件对TPS可移植和可复用的要求,大大简化了测试软件的开发过程,并且大大降低了软件维护的难度。     

点阵金属夹芯结构抗爆炸冲击问题研究的综述

点阵金属夹芯结构是一种具有良好缓冲吸能特性的新型材料结构。为全面了解其在抗爆炸冲击方面的力学性能和在轻质装甲防护结构方面应用的潜力,介绍了新型点阵金属材料的基本概念;分析了点阵金属夹芯结构抗爆炸冲击过程的理论分析模型、夹芯结构的变形失效形式、抗爆吸能特性和相关影响因素;讨论并展望了点阵金属夹芯结构的发展趋势。     

2.4m跨声速风洞涡轮动力模拟器安全监控系统

2.4m跨声速风洞涡轮动力模拟器安全监控系统,由系统板卡自检、通道校准、系统监控、数据分析及传感器系数数据库模块组成.其在安全联锁设计包括转速信号处理、加速度信号处理、过载保护、转换三通球阀等.应用结果表明,该系统满足跨声速风洞涡轮动力模拟器试验设备对安全监控系统的技术要求.     

金属热防护系统隔热材料的发展与现状

对金属热防护系统隔热材料在航天器再入过程中的传热进行了分析,在此基础上,对纤维隔热材料、多层隔热材料和纳米复合材料涂层进行了介绍;比较了3种隔热材料应用到金属热防护系统上的优缺点;最后总结了金属热防护系统隔热材料正向低成本、低质量、低导热系数的方向发展。     

提高点火管点火性能的一种方法

根据大口径火炮金属中心点火管设计要求，提出了一种改善点火稳定性的方法－将黑火药压实成饼状，装填入金属中心点火管中，通过改变药饼的几何形状、压药密度来调节点火压力，以匹配不同的发射装药结构。