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。     

航天飞机轨道器可重复使用表面隔热层的飞行性能

航天飞机轨道器头二次的飞行提供了防热系统(TPS)使用鉴定所需的初步数据。本文讨论了TPS可多次使用的表面隔热层(RSI)的性能。讨论是以RSI飞行后的检查和飞行测试仪表数据飞行后的判断为基础的。至今为止的飞行结果表明,RSI系统热和机械设计的要求是满足的或是超过的。     

航天飞机防热瓦的历史

关于轨道器可重复使用的陶瓷防热系统(TPS)延误了航天飞机第一次发射的事件,在一些科普性和技术性宇航出版物上已有许多报道。本文就这些问题进行阐述并作了分析。轨道器基本上是一种惯用的蒙皮-桁条铝壳飞行器结构。铝的性能规定了该结构的持续     

航天飞机轨道器备用防热系统的评定

本文综述了最近为确定航天飞机轨道器耐久实用的备用防热系统(TPS)所进行的研究,并且提供了有关备用TPS技术发展的状况报告。该研究确定了备选方案,评价了对航天飞机的性能、寿命周期的成本和风险的影响,并且确定了使所选用的TPS达到备用状态所需的技术发展。按照研究准则,“最佳”系统是机械连接的金属与碳-碳混合式TPS方案。这种备用的方案可以使耐久性大为提高,而且在质量上可与当前可重复使用的表面隔热陶瓷瓦竞争。分析表明,在各种资源充足的情况下,要使这种方案达到备用状态大约需要五年时间。     

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。     

航天飞机轨道器可重复使用隔热层的热性能

航天飞机轨道器的首次飞行提供了轨道器防热系统可重复使用的表面隔热层(RSI)热性能验证所需要的初始数据。RSI分系统是由二氧化硅瓦、涂硅酮的尼龙毡隔热层以及陶瓷布缝隙填充物和绝热隔板组成。本文对它们的热性能进行了讨论。被广泛的地面试验验证过的这些RSI分系统组件热响应的预测结果与再入飞行试验数据进行了比较。比较结果表明。RSI分系统的热性能满足设计要求。     

X─33的新型防热瓦进行飞行试验

Ｘ─３３的新型防热瓦进行飞行试验ｘ─３３火箭的改进性能的防热瓦最近在航宇局的德赖登飞行研究中心进行了试验。试验是在Ｆ─１５飞机上进行的，飞机在恶劣的气候条件下高速飞行，以验证防热瓦的性能。试验时防热瓦的试验件装在飞行试验夹具上，试验夹具装于飞机机身下...     

轨道器再入期间背风面辐射能量交换对确定对流传热率的影响

本文用在轨道器防热系统的气动表面上测得的温度和量热计热流测值,来确定防热系统表面在大气再入期间的气动加热半。由于轨道器背风面对流气动加热率低,所以总能量输入中的很大一部分有可能是由日照辐射提供的,而对于机翼表面,则较热的轨道器机身与机翼表面间的交互辐射可能在总输入能量中占很大的比重。为了考虑这些传热源的潜在影响,本文根据轨道器的飞行航迹,姿态数据和测得的表面温度、估算了日照辐射和交互辐射引起的传热量。本文介绍了航天飞机第二次飞行试验(STS-2)测得的背风面传热数据,并评定了日照辐射量和机身与机翼交互辐射量在热道器背风面总能量输入中所占的比重。     

航天飞机轨道器的再入气动热环境

航天飞机计划要求尽量减轻轨道器防热系统的重量,这个设计目标要求有一种能根据额定条件来进行气动热设计的方法。为了保持轨道器上的流动直到再入飞行轨迹的最后阶段一直是层流,对轨道器表面的光滑性有一定的要求。这种表面光滑性的要求和表面上的额定气动加热环境是依靠大规模的风洞试验计划来确定的。还制定了飞行试验计划来验证预测的气动加热环境。本文讨论气动加热设计方法的整个过程,并用结果证明,利用风洞试验数据预测飞行条件下的气动加热是合理的。     

空射巡航导弹飞行试验使用的控制和数据采集飞机

为了控制空中发射的巡航导弹(ALCM)和在飞行试验中进行数据采集改装了十架飞机。第4950试验中队设计出测试仪表系统并安装在该中队的2架EC-135N先进靶场测量飞机和空军飞行试验中心的8架F-4E“寻检”飞机上。本文详细讨论了这些机载设备。这些设备用于接收、记录和转发飞行试验的全部数据并用于不载人试验飞行器的安全控制。试验结果表明,使用飞机进行控制和采集数据优于使用地基设备。文中还指出了这些试验飞机的潜在用途。     

简讯

美拟研制新型火箭飞机能快速发射有效载荷美国空军航天司令部命名为低成本快速反应太空运载计划(ARES)的构想是使用火箭飞机作为第1级。火箭飞机与后面两级火箭分离后,将依靠喷气动力返回发射基地,以便下次使用。第2级和第3级与目前使用的火箭类似。根据预算,航天司令部在2005～2011财年将为ARES计划投入2.8亿美元。它的特点是:a)能在接到通知24～48h发射预先装配好的载荷;b)再次飞行准备时间为两天;c)能把4540～6800kg的载荷送入低地球轨道;d)由于第1级能重复使用,因此能节约发射费用。(黄久忠摘自http//www.calt.com)JASSM导弹两次…     

未来空间运载系统的结构和材料研究综述

本文回顾了应用在未来空间运载系统上的结构和材料的前十年进展情况,着重阐述了可保证未来空间应用要求所需的效率、可靠性和寿命的金属防热系统和结构。文中把必须完全重复使用机载低温燃料贮箱作为最有前途的技术方案,并论证了贮箱的可能防热結构方案。同时还讨论了需要提高技术的其它关键领域。最后,探讨了航天飞机轨道飞行器试验规划为试验结构和防热系统所提供的极难得的研究机会。     

航天飞机轨道器石墨/聚酰亚胺机身襟翼验证段的分析、设计和研究

在航天飞机轨道器上使用先进的复合材料,可使其结构重量减轻,性能提高。石墨/聚酰亚胺(Gr/Pi)复合材料的结构允许温度高达600℉,使用这种材料,可使结构和热防护系统(TPS)总重量减轻20～30％。1975年,美国航宇局选定轨道器机身襟翼为先进航天运输系统复合材料(CASTS)计划的验证部件。从那时起,洛克威尔公司航天飞机轨道器分部就把先进复合材料结构研究的重点放在机身襟翼上。机身襟翼技术验证段(TDS)应用了 Gr/Pi 部件的设计、分析、材料工艺、制造和无损检验(NDE)等方面的成果。技术验证段模拟了一段在翼展方向包括三根翼肋,在翼弦方向自前凹口至后翼梁的轨道器复合材料机身襟翼。设计 TDS的目的是通过大型复杂全粘接蜂窝夹层结构的设计、生产和试验,评估 Gr/Pi 的技术水平。TDS 能成功地经受轨道器气动载荷和-160～600℉的温度极限,这种先进结构方案的可行性也得到了验证。本文给出了航天飞机轨道器先进的结构和防热系统方案,并着重论述了石墨/聚酰亚胺机身襟翼技术验证段的分析、设计和试验。     

重复运载器金属热防护系统的述评

金属热防护系统（TPS）是美国研制重复使用运载器（RLV）的关键技术之，与航天飞机轨道器的陶瓷防热瓦相比，该系统具有绝热有效、重量轻、方法简单，容易安装和替换等特点，本文介绍了这种防热系统的特点，结构，以及测试方法。     

航天飞机热防护的技术现状及发展趋势

本文介绍了航天飞机防热系统三种方案(不完全重复使用方案、改进防热方案和完全重复使用或永久性防热方案),在对三种防热方案进行分析评价的基础上,分析了他们的发展趋势及防热材料研制发展的动向,从而得出:航天飞机的防热方案应以实现发展阶段内的可靠性和先进性为目标,根据特定的具体要求及客观可能性提出;不存在某种固定的模式。实现材料合金化、复合化和构件结构积木化,是航天飞机防热材料的发展方向。     

JASSM进行首次EMD飞行试验

洛马公司导弹与火控分部在埃格林空军基地试验靶场进行了 AGM- 1 58联合空面导弹 (JASSM)的首次工程与制造研制 (EMD)控制飞行试验。这枚试验弹从一架在墨西哥湾上空 6553m高度、以 Ma =0 .8的速度飞行的 F- 1 6战斗机发射 ,导弹与飞机分离后弹翼和尾翼立即展开 ,发动机点火 ,一共飞行了 9min30 s(预计飞行 2 5min以上 )。此次试验旨在评估导弹在性能包络极限内的气动特性和飞行控制特性。导弹发动机在发射后 40 s在预定启动高度点火 ,导弹在 GPS/INS制导系统控制下成功地通过两个航线点 ,原订全程有 1 0个以上航线点 ,后因发现异常…     

巡航导所弹使飞用行的试关验键靶场设备

论述了在巡航导弹飞行试验中所使用的高精度多目标跟踪系统(HAMOTS)、靶场先进仪表飞机、F-4追踪飞机等靶场关键测量设备的基本情况,以及这些测量设备在巡航导弹飞行试验中的具体运用     

HOPE方案和技术特点

日本国家宇宙开发事业团正在进行HOPE!H-Ⅱ轨道飞机的方案设计,旨在1990年进行首次飞行。本文介绍HOPE方案及其有关的空气动力,热结构、制导和控制系统的技术特性。HOPE的尺寸制约于发射时H-Ⅱ运载火箭的适应性及返回时允许的翼载荷。对运载火箭外形进行整个较宽速度范围内飞行性能和可能的空间站操作连接的研究。在承载和加热的环境条件下研究热结构的方案。从节省重量的观点出发,有助于研究用碳纤维/聚酰亚胺的复合材料作为基本的结构材料和瓷瓦热防护系统(TPS)。对于制导和控制系统,除了制导和控制计算及设备技术要求之外,还要研究简单和可靠的自动系统。     

飞行器热解炭化材料烧蚀产物对等离子体流场的影响规律

高速飞行器表面防热材料在气动加热产生的高温下会热解烧蚀,烧蚀产物进入空气边界层流场后,与流场中的高温空气发生复杂化学反应,对飞行器周围空气流场中组分浓度和等离子体分布产生影响.基于求解热化学非平衡Navier-Stokes方程,建立耦合烧蚀壁面的三维等离子体流场计算方法.理论预测电磁衰减测量项目第2次飞行试验(RAMC...     

欧洲高速飞行轻质先进材料的气动与热载荷相互作用计划(ATLLAS)研究进展

简述了高速飞行轻质先进材料的气动与热载荷相互作用计划(ATLLAS)的概况和研究情况,详细介绍了ATLLAS分别在飞行器机身结构材料和发动机燃烧室冷却方案的研究进展,机身结构材料包括金属中空球状芯(HSP)夹层结构、超高温陶瓷(UHTC)材料和陶瓷基复合材料(CMC),燃烧室冷却方案包括薄膜、渗透、蒸发、再生冷却技术,...