航天飞行器热防护系统的一体化设计

航天飞行器进入大气层时经受强烈的气动加热,需借助于热防护系统以保护其免受气动热的伤害;飞行器机翼前缘和鼻罩是最高温区,该处的温差相当大,热防护措施尤其重要。作为热防护系统一方面要抵抗强热的冲击,另一方面要最大限度地减少气动热传入结构的内壁,这就对防热系统所用材料提出不同的要求。抗热冲击要求材料质密而隔热但又要求质轻,这就是矛盾所在。随着复合材料的发展,这对矛盾可以通过利用不同材料特性把防热系统分层来解决,从而导致一体化设计的概念和方法。本文利用热传导理论对两层结构的防热系统进行一体化设计分析。     

一体化热防护技术现状和发展趋势

防隔热/承载一体化热防护的结构承载功能使其比传统热防护具有更高的结构效率。近年来,已经发展了波纹夹芯一体化热防护及改进方案、刚性隔热夹芯一体化热防护、多层级一体化热防护等多种一体化热防护概念。首先介绍了各方案的结构特征,分析了各方案的热短路效应和结构承载性能。阐述了一体化热防护等效性能分析与热力耦合响应高效分析方法。介绍了热力耦合约束下一体化热防护的结构尺寸优化与材料优选方法。论述了一体化热防护非确定性分析与设计方面的研究进展。在此基础上,总结了一体化热防护发展的特点和不足,探讨了一体化热防护的发展方向。     

航天器可重复使用热防护技术研究进展与应用

新一代可重复使用飞行器对热防护系统提出了更高的要求,对于发展高超声速技术而言,可重复使用热防护系统设计至关重要,同时也面临着最困难的技术挑战。文章总结了可重复使用热防护系统可用的新型防热机制,综述了可重复使用航天器所采用的热防护系统的发展状态及典型飞行器应用现状,并阐述了新一代可重复使用热防护技术在设计与分析方法、验证与评价手段以及新型热防护材料等几个方面所面临的挑战。文章有助于更好的理解未来的高超声速飞行器发展中可重复使用热防护技术的发展方向。     

含相变材料热防护结构一体化设计与试验

利用相变材料储热密度大、比热容高等优势，设计了一种含相变材料的新型一体化热防护结构(PCM-ITPS)，并通过数值计算分析了其隔热特性。结果表明，在一体化热防护结构底板处铺设相变材料可吸收热短路效应导入的过量热载，改善结构的隔热性能。然后设计并制备PCM-ITPS试验件，通过隔热性能测试试验对结构隔热特性进行验证。在此基础上进行热应力分析验证其承载性能，并以结构参数为设计变量，隔热和承载性能要求为约束条件，实现了PCM-ITPS结构的轻量化设计，优化后PCM-ITPS方案相对传统ITPS方案减重23.35%。以上工作为促进热防护系统的设计-制造一体化进程提供必要的理论储备与技术支持。     

运载火箭柔性防热材料隔热性能的试验研究

为获知运载火箭二级飞行段尾舱用柔性热防护材料的隔热性能,设计了热真空试验方案,采用石英灯加热器模拟辐射热源,在真空罐内开展了辐射热环境下材料隔热性能的试验研究,得到防热材料内外表层温度测点在20 kW/m2热流下保持800 s时间的试验数据;分析不同材料(组合)的隔热性能及其差异产生的原因,给出辐射热环境下热防护结构的选材建议。在本试验工况下,2层玻璃纤维带+2层硅橡胶布+2层镀铝薄膜的组合可使其内部温度降低到192℃,低于电缆正常工作上限(200℃),满足防热要求。试验结果可为今后的运载火箭在大气层飞行段内的防热设计提供参考。     

深空探测器防热承力一体化大底结构研究

传统航天器的承力和热防护结构分别设计,使得结构质量大且材料间因热膨胀系数差异存在相分离风险。文章针对进入舱大底结构提出新型一体化热防护系统(Integrated Thermal Protection Systems,ITPS)设计方案,以C/C-SiC复合材料作为防热层,以梯度隔热材料为隔热层,采用耐高温非金属螺钉机械连接辅以胶接的方式组合各部件。通过对典型大底结构进行力、热仿真模拟,结果表明:结构背壁温度、强度满足使用要求;ITPS设计方案较传统热防护系统设计方案质量减小约34%。ITPS在可重复使用航天器、深空探测等领域具有广阔的应用前景。     

X-37B轨道试验飞行器可重复使用热防护系统综述

热防护系统是可重复使用航天器的核心部分,X-37B轨道试验飞行器的成功试飞,突破了可重复使用热防护系统的技术瓶颈。文章对X-37B热防护系统进行了介绍,对鼻锥、机翼前缘、机体迎风面及背风面等部位热防护材料的技术方案、性能参数、制备方式及验证情况进行了概括,同时,总结了X-37B热防护系统的设计经验,可为我国可重复使用航天器热防护系统设计及研究工作提供参考。     

高超声速飞行器热防护结构参数优化及对比分析

高超声速飞行器对结构性能、热防护性能以及结构重量有很高的要求。为了获得最小的结构重量,文章从热防护的角度进行了优化分析:分别选择铝合金和先进复合材料作为蒙皮,在不同的热载荷条件下,对多种热防护结构（TPS）建立一维传热模型,并进行了结构尺寸优化,得到了单位面积TPS的最小重量;分析飞行器再入过程中的温度载荷、再入时间以及蒙皮材料可承受的最高温度对热防护结构最小重量的影响。ANSYS仿真分析结果表明:温度对TPS的单位面积最小重量有显著影响,LI900刚性陶瓷隔热瓦和先进金属蜂窝夹层防热结构有重量优势;采用复合材料蒙皮的TPS可使重量大幅减轻;飞行器再入时间和再入初始温度对刚性陶瓷隔热瓦重量的影响大于对金属盖板式隔热结构。     

纳米孔材料中辐射热传递的改进——扩散近似法计算

用可燃的烧蚀材料作为主动的承热层,用不可燃的多孔材料作为被动的隔热层,是当今一次性使用航天器最普通的一种热防护形式,然而对可重复使用的航天器来说,这种防热结构显然不适用.但是如果把烧蚀层改为金属薄壁或多层金属热防护系统,在不增加很多质量的情况下,能保证航天器主结构在允许的温度范围,则可能是一种很好的设计.在此情况下,隔...     

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

可重复使用运载器结构健康监测技术研究进展

系统梳理了国内外针对可重复使用航天运载器开展的结构健康监测技术研究工作情况，并针对其中的关键技术问题，包括热防护系统连接松动检测、低温贮箱健康监测、结构冲击监测、在轨试验验证进行了详细讨论，总结了国内外的研究现状、技术能力以及发展趋势，指出了结构健康监测系统实际部署中的技术需求，为今后可重复使用运载器结构健康监测系统的实际应用提供借鉴。     

一种热平衡等温机制的新型热防护及相关技术

给出了一种适用于高超声速飞行器热防护的新概念——疏导式热防护,其基本理论是利用热平衡等温机制,使防热层趋于一等温体,实现热负载平衡。针对这一概念,进行了较为系统的研究,包括原理、分析方法、实现疏导式热防护的关键技术。研究结果表明,疏导式热防护技术可有效地减少高热流区的温度和热应力,是一种有效的非烧蚀热防护技术。     

The impact of launch vehicle type and size on development cost

The technical development trend of future launch vehicle systems is towards fully reusable systems, in order to reduce space transportation cost. However, different types of launch vehicles are feasible, as there are

• —winged two-stage systems (WTS)

• —ballistic single-stage vehicles (BSS)

• —ballistic two-stage vehicles (BTS)

The performance of those systems is compared according to the present state of the art as well as the development cost, based on the “TRANSCOST-Model”. The development costs are shown versus launch mass (GLOW) and pay-load for the three types of reusable systems mentioned above.It is shown that performance optimization and cost minimization lead to different results. It is more economic to increase the vehicle size for achieving higher performance, instead of increasing technical complexity.Finally it is described that due to the essentially lower launch cost of reusable vehicles it will be feasible to recover the development cost by an amortization charge on the launch cost. This possibility, however, would allow commercial funding of future launch vehicle developments.     

“四极型”防辐射航天器构架设想

采用"四极型"布置的主动静电场防辐射方法,减少使用厚重的防辐射材料,减轻发射质量。主舱体和金属防护球的外壳结构采用柔性材料,其支撑架能够通过机械结构灵活收缩膨胀。采用卷式薄膜太阳翼,展开前卷装在用于支撑金属防护球的外部支撑杆内壁中。设计结果表明,此航天器构架能够自由伸缩和膨胀,可提高空间利用率,从而满足一次发射的需求,并可长期使用,具有较好的经济效益。     

温度交变环境下防热结构胶层厚度设计

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。     

Economy of modular low-technology launch vehicles

The paper comprises an assessment of the design and the economics of so-called “low-cost” simple modular launch vehicles. It is shown that the performance is very marginal and that the cost per launch cannot compete with technically more advanced fully reusable vehicles. Especially a private-funded development cannot be amortized economically in case of an expendable launch vehicle.     

Low Cost and Reusability of Launch Vehicle

This paper analyzes the launch price of the launch vehicles, domestic and abroad, studies the status and trend of the low cost launch vehicles, and introduces two measures to reduce the cost by means of evolved and disruptive technologies, utilizing the concept of low cost manufacturing and operating modes as well. This paper also analyzes the launch strategies for small satellites such as piggyback, networking launch, and single launch with a small launch vehicle(SLV). Finally, the development trend of reusable launch vehicles is discussed as well as the development prospects for China's reusable launch vehicle.