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神舟飞船防热大底结构设计 总被引:1,自引:0,他引:1
简要介绍了神舟飞船返回舱上的主要防热部件——防热大底的结构设计特点。从受热、受力和结构合理布局多方考虑,确定防热大底采用大面积烧蚀层和背壁玻璃钢蜂窝夹层结构、整体玻璃钢环的复合结构形式。经过大面积烧蚀计算与温度场分析、局部突起物烧蚀计算与温度场分析、防热大底受气动外压计算分析、静力计算分析以及详细的结构设计,设计出的防热大底较联盟号防热大底轻,结构比“双子星座号”飞船的防热大底简单。经过一系列的地面试验和神舟飞船的三次成功飞行试验,防热大底设计的正确性、合理性得到了充分验证。 相似文献
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低密度硅基材料烧蚀机理分析与工程计算 总被引:1,自引:0,他引:1
从低密度硅基材料烧蚀机理分析这一角度出发,阐述载人飞船返回舱大面积防热结构的设计思想,并给出了经过地面试验检验的计算结果。论述的主要内容:(1)分析了神州一号返回条件下,材料的烧蚀机理;(2)优化出影响材料的烧蚀性能的主要参数;(3)指导了烧蚀材料的研制,对烧蚀材料有明确的性能要求;(4)确定了防热结构在载人飞船返回条件下,大面积防热结构的厚度。此分析用于载人飞船飞船的研制,并为飞行试验所验证。 相似文献
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针对弹道导弹的防热结构、隐身结构的特点,根据结构的防热机理和电磁波在结构中的传输特性,对导弹防热、隐身一体化结构的防热性能、隐身性能进行了分析。同时,对一个典型的结构实例进行了分析、计算,并与测试结果进行了比较。最后简要概述了弹道导弹防热、隐身一体化结构的发展方向。 相似文献
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统一热管理的疏导式防热系统概念研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对各种防热、热控机理基本规律进行了梳理和研究,认为要进一步提高系统性能,需要进行结构、防热、热控一体化设计。基于这种设计思想,提出了一种将航天器防热、热控和结构相结合的“统一热管理的疏导式防热系统”,在传统防热机制的基础上,加入原先主要用于热控的各种热传输机制,进行防热、热控和结构等子系统间热的统一管理。应用这种系统,可提高防热效果,减轻飞行器的结构重量,减轻高热流区材料与结构的耐温负担,有可能实现长时间、超高速大气层机动飞行器的前缘尖化,还可使整个防热层趋于等温,易于热控处理,减小结构热应力。文章还分析了疏导式防热系统的应用前景,并针对几种典型的航天器(尖鼻锥和尖翼前缘的高超声速巡航飞行器、返回式航天器和载人飞船)提出若干适用的疏导式防热系统的方案设想。 相似文献
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讨论了研制中国载人飞船舷窗防热和密封结构的几个技术难题:1)保证舷窗在返回的高温环境中防热与密封可靠;2)保证窗玻璃材料与周围防热材料烧蚀同步,避免出现局部干扰热流;3)进行多种异质材料,包括透明材料组成的复杂结构温度场的分析计算;4)通过地面模拟试验准确地预测实际飞行条件下舷窗的防热与密封性能。文章阐述了解决这些难点的主要方法和结果。神舟一号至神舟六号的飞行成功表明,舷窗结构的防热和密封性能良好,同时,也给舷窗防热与密封设计技术做了多次飞行验证。 相似文献
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中国航天科技集团公司中国运载火箭技术研究院703所承担着神舟一号飞船到神舟九号飞船返回舱防热材料及结构的研制生产任务。神舟九号和天宫一号的成功交会对接是首次载人交会对接,意义更为重大。神舟九号需要增加微波雷达、激光雷达、CCD传感器等交会测量设备以及对接机构、燃料等,为此在火箭运载能力固定的前提下,只能通过飞船减重来满足要求。该所通过科学设计,在神七的基础上为神九返回舱成功"减肥"8.7公斤,充分满足了设计要求。 相似文献
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高超声速飞行器防热瓦结构的变厚度轻量化设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对非均匀气动加热条件下三维复杂防热瓦结构的轻量化需求,基于变厚度设计理念,发展了一种基于网格变形技术(ASD)和热固耦合分析相结合的防热瓦结构优化方法。优化结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,避免了网格重新划分的耗费及复杂结构网格重构的困难,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线;相比等厚设计,变厚度设计可以有效考虑载荷的非均匀效应,并极大地减轻结构重量;优化后可以更充分发挥防热瓦结构各层材料的承载能力。 相似文献
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超高速防空导弹结构防热技术 总被引:10,自引:0,他引:10
介绍了高超声速导弹结构防热技术的发展现状,根据新一代超高速防空导弹气动加热特征,讨论了防空导弹弹体结构,包括天线罩,弹身各舱段,弹翼和空气舵的结构热防护技术以及相关的热结构分析与试验技术。 相似文献
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法国使神号航天飞机的防热系统借鉴了美国航天飞机的经验,但又有自己的特点。本文概括介绍了使神号的气动加热与防热系统的优化设计,以及防热方案与防热材料选择的近况,并评价了各类防热方案,特别指明了陶瓷复合材料盖板+多层反射层防热系统和陶瓷复合材料热结构的优点,最后给出了使神号上可能采用的防热系统分布图。 相似文献
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再入返回式航天器飞行过程中,在轨温度交变环境下防热结构胶接热应力一直是航天器可靠性设计的关注內容恼乱浴爸忻芏确廊炔牧?硅橡胶-金属“”的胶接结构作为对象,针对典型的低地球轨道温度交变环境,选取±100℃/5个循环环境作为分析条件,用ANSYSWorkbench建立了结构有限元分析模型,考察了不同胶层厚度对于结构热应力及热变形的影响。基于有限元计算结果、热应力理论及胶接工艺分析,给出了温度交变环境下防热结构的胶层厚度设计结果.该有限元模型分析方法可为防热结构热匹配特性研究和设计提供基础依据。 相似文献
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中国新一代载人飞船返回舱热控设计优化研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《航天返回与遥感》2021,42(4)
文章针对新一代载人飞船返回舱再入过程气动热环境和返回舱传热特性,建立了气动热环境下返回舱动态耦合传热集总参数模型,能够描述返回舱防热层内侧蜂窝板、舱体、设备和舱内空气间的导热、对流及辐射动态耦合换热过程。文章应用该模型对典型新一代载人飞船返回舱气动热环境下的传热特性进行了分析,提出了防热烧蚀层内侧铝蜂窝板表面包覆多层隔热材料、增强舱外设备与返回舱壁热耦合、降低设备表面红外发射率等返回舱热控优化设计措施。热控优化措施应用于中国新一代载人飞船试验船,并通过首次在轨飞行验证,在近第二宇宙速度返回气动热环境下,返回舱结构、空气、设备等各项温度指标均满足指标要求,验证了返回舱热控设计的合理性。研究结果可为返回式航天器热控系统设计提供参考。 相似文献
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由五院组团,科工委“921”办公室,上海航天局,航天医学研究所参加的赴俄培训参观考察团一行25人,于93年8月9日离京到莫斯科航空学院<国际宇宙培训中心>学习考察,历时三周。其间还参观了在莫斯科举办的国际航空航天展览会和俄罗斯化工机械研究所的真空环境试验设备。这次培训虽然是在莫航,但授课全部由能源联合体的工程技术专家担任,主要讲授了飞船总体设计和热控、安全性可靠性、仪表与照明、控制、结构、防热、机构、电源、生命保障、推进发动机等分系统设计,完全结合联盟号飞船的实际设计,联系了其它型号的飞船以及空间站的情况。这些专家都是俄航天领域的第一线研究设计人员,具有丰富的实践经验,同时又以理论指导工作,使我们比较详细地了解了联盟号飞船的设计情况。讲课时结合实物,在莫航601教研室的实验室里有联盟号飞船的实物,这样针对性很强,比俄专家到北京来讲课要直观的多,可以边讲,边提问,边讨论,澄清了一些模糊认 相似文献
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航天飞机防热系统材料进展 总被引:1,自引:0,他引:1
一、防热系统材料方案选择 载人航天器防热系统设计与材料问题是公认的实现载人航天的一个关键技术问题。世界各国很重视载人航天器的防热系统材料研究。特别是航天飞机要求多次重复使用(美国和前苏联是设计使用100次),而且是载人飞行,因此要求安全可靠的、耐高温的、轻质的热防护材料。 1973年美国在进行航天飞机轨道器设计时,决定采用防热和结构分开的设计方案,即除鼻锥帽和机翼前缘采用热结构外,机身、机翼的其他部位采用冷结构加防热层的方案。如蒙皮结构采用常规航空铝合金来承载,它的外面采用轻质陶瓷瓦起防热隔 相似文献