发射设施热防护研究

热防护是热发射技术主要研究内容之一.提出在发射燃气动力学全三维仿真和相似理论研究的基础上,开展喷流缩比试验工作,通过喷流缩比试验对理论仿真结果和热防护方案进行验证,近似获得结构烧蚀范围和烧蚀程度,以指导热防护设计的工作思路,从而确定了"疏、堵、避、防,快速更换"的设计方法.     

长征五号运载火箭活动发射平台燃气流场环境研究

长征五号运载火箭是中国目前运载能力最大的火箭,在火箭发射过程中活动发射平台承受着最严酷的燃气流场环境.为全面掌握活动发射平台在发射环境下受燃气流的烧蚀和冲刷状态,基于长征五号火箭发射燃气动力学仿真预示结果,设计了一种有效的飞行任务搭载测试方法,获得了实际任务火箭发射过程中活动发射平台典型位置的压力、温度、热流密度等热学环境载荷数据,据此提炼出长征五号活动发射平台燃气流载荷的设计边界,证实了活动发射平台目前热防护措施和结构强度设计方案的正确性.     

某点火器本体和螺套的热设计应用

根据某点火器螺套在某固体火箭发动机地面热试车中被烧蚀的情况,建立了该点火器热设计模型,核算了该固体火箭发动机中安装点火器部位的换热系数,以此为条件,计算了该点火器本体材料由钛合金改为铝合金和螺套材料由钛合金改为钢45的热防护要求,结果达到了应用热设计理论优化产品设计的目的,改进设计的点火器成功通过固体火箭发动机试验。     

某型车载导弹垂直发射系统动力学仿真研究

针对某大型车载两联装导弹垂直发射系统,基于多体系统动力学理论,综合考虑导弹垂直热发射技术的优点、牵引半挂车运载平台的机动性特点等,发射平台设计为牵引车拖挂半挂车发射车模式和半挂式发射车模式,对两种方案的发射系统进行相应的动力学特性分析并加以比较.分析表明,两种方案的发射系统均可行.比较分析导弹发射瞬间发动机产生的较大短暂冲击对系统的影响,结果表明这个冲击对系统影响很大.     

固体火箭冲压发动机补燃室梯度热防护体系研究

为了解决固体火箭冲压发动机补燃室长时间热防护问题．展开了补燃室梯度热防护系统研究,建立了梯度隔热的热防护方案,计算了各项热流密度。计算考虑以下传热过程：燃气通过辐射、对流的方式将热量传给硬质层,硬质层通过热传导的形式传给柔性梯度隔热层、壳体．最后以自由对流和辐射换热的方式将热量传递给周围空气和环境。分析了各隔热层厚度分配对于壁面温度的影响,设计了梯度隔热燃烧室,并进行了直连式试验,测试结果满足发动机总体要求。试验和计算结果证明梯度隔热方案满足热防护要求。     

敞口式舱内设备热防护分析设计与研究

针对飞行器在热分离过程中及分离后飞行的恶劣热环境条件下,提出了敞口式舱内设备热防护设计方法.通过对设备进行穿戴式结构设计获取各种异型设备的通用化设计方法,针对接触面的热量转移问题提出面积热阻计算公式,有效解决了非金属材料的热环境适应性问题,根据地面石英灯考核试验获得了设备的热防护效果,并基于此开展了与传统热防护材料的性...     

固体火箭发动机尾流对发射车影响的数值研究

采用二维雷诺平均方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机尾流场进行数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。借助数值模拟技术对处于地面发射状态下的固体火箭发动机尾流问题进行研究。研究涉及发动机内外流场相互干扰、热喷流和冷空气的相互作用以及高温高速尾喷流对发射车车顶板和防护板的影响。     

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.     

液体火箭发动机用过滤器流阻特性及试验

液体火箭发动机用过滤器是保持工质清洁,保证试验设备和发动机可靠工作的重要设备,合理的过滤器设计是保证液体火箭发动机发射成败与否的关键因素.因此,为了防止液体火箭发动机液路、气路等管路出现多余物影响发动机正常工作,根据发动机系统的要求设计了某过滤器,从理论上研究了其流阻特性,并开展了液流试验研究.通过对比分析,理论和试验...     

辐射式TPS热防护有效性的试验研究

搭建了用于验证辐射式TPS热防护有效性的试验平台,该平台不仅可以准确地模拟辐射式TPS外表面的气动加热,而且可以模拟其服役过程中的内外高空低气压环境,从而能比较准确地测试出辐射式TPS服役过程中底层结构的热响应,为判定辐射式TPS热防护的有效性提供试验依据。同时对典型的辐射式TPS试验件进行了热防护有效性的验证试验,试验结果表明其热防护效果明显有效。