可重复使用飞行器热防护系统辐射-传导复合传热分析

针对可重复使用飞行器再入过程中热防护系统的复杂辐射-传导传热问题,采用有限元方法并结合仿真软件ANSYS的参数化分析语言APDL,对可重复使用飞行器热防护系统进行参数化求解,模拟再入条件下热防护系统内部辐射和传导复合换热,预测内部瞬态温度响应。通过与试验数据的对比,验证了方法的有效性,并利用此方法对金属热防护系统进行热分析和质量优化。     

充气式再入飞行器柔性热防护系统的发展状况

讨论了充气式再入飞行器对柔性热防护系统的具体要求，归纳了柔性热防护系统设计的一般准则。概述了柔性热防护系统在充气式再入飞行器中的应用现状，并指出在多层隔热毡(MLI)外表敷设耐高温涂层是柔性热防护系统的理想方案。介绍了柔性热防护系统的材料技术，指出轻质、柔性和耐高温是柔性热防护材料的主要特征，并建议在充气式再入飞行器的总体设计过程中采用Nextel312作为主要候选材料来完成相应的热防护设计。     

再入钝锥体烧蚀热防护内部热响应的数值仿真

研究了烧蚀热防护系统内部热响应的计算模型和计算方法.采用碳化层-热解面-原始材料层模型,建立碳基材料内部热响应物理模型和数学模型,利用有限元法分析和计算再入目标热防护系统轴对称内部热响应.着重研究和分析了轴对称烧蚀过程中热解气体质量流率计算方法和传热机制.将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过保证刚度矩阵和形函数矩阵的正定对称性可以加速温度场计算收敛.计算表明:热解气体的质量流量主要由厚度方向构成,占80%以上;头部驻点附近最大烧蚀厚度接近10mm,需要采用抗烧蚀能力强的碳-碳材料,身部烧蚀量小于2mm,可以采用密度较小的碳-酚醛材料.      

有翼再入飞行器气动外形集成设计优化

气动外形设计是有翼再入飞行器（RV-W）的关键技术之一。分析了气动参数对再入飞行性能的影响,探讨了有翼再入飞行器气动外形设计的规律和准则。基于上述设计准则,以类X-37B飞行器为研究对象,集成几何参数化建模、气动力、气动热、热防护等学科快速分析方法,采用多学科设计优化方法,以最优气动特性为目标对飞行器气动外形进行了优化;得到优化气动外形后,对飞行器热防护系统（TPS）进行了轻量化设计优化。结果表明,优化外形的气动特性相比初始外形得到了较大的提升,设计优化得到的热防护系统重量占比（8.7%）优于同类飞行器的热防护系统重量占比统计数据,说明了本文有翼再入飞行器气动外形集成设计优化方法的有效性,可为同类飞行器提供参考。     

热环境对飞行器壁板结构动特性的影响

 高超声速飞行器在巡航或再入过程中面临着严酷的气动力/热/噪声等复合环境,对热防护系统结构的完整性和耐久性提出了严峻挑战。热环境下的动特性是进行结构动态响应分析和优化设计的基础,本文对四周简支的飞行器热防护系统金属加筋壁板热动特性进行了分析,使用有限元软件NASTRAN建立分析模型,基于理论和有限元方法获得了壁板结构热屈曲临界温度,研究了热环境对固有振动频率和固有振型的影响,对比分析了均匀和非均匀温度场对结构模态的影响。结果表明,壁板结构在热环境下易发生屈曲,热模态分析中需考虑热屈曲、大位移变形等因素。同时证实热环境对壁板结构动特性影响较大,结构的固有振动频率随热环境下弹性模量的降低而减小,热应力对结构的固有振动频率和振型都有影响,当温度场分布改变时,固有振动频率的变化规律基本相同,固有振型则不同。     

基于再入轨迹和气动热环境的返回舱烧蚀研究

针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法（TDMA）构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明：此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法（HBI）相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统（TPS）提供了一定的参考依据。     

基于再入轨迹和气动热环境的返回舱烧蚀研究简

 针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法（TDMA）构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明：此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法（HBI）相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统（TPS）提供了一定的参考依据。     

再入飞行器多层隔热结构优化分析

  针对可重复使用飞行器再入过程中热防护系统的复杂传热问题，采用有限元方法对可重复使用飞行器多层隔热结构(MLI)进行参数化求解,预测内部结构瞬态温度响应，对具4层反射屏的多层隔热结构进行优化设计，分析影响隔热性能的多个因素（如反射屏的分布,屏间纤维厚度和最上层反射屏与热边界距离）对隔热性能的影响规律，为多层隔热结构的优化设计提供相关参考。     

耐高温隔热材料组合结构模拟研究与试验验证

以热防护系统隔热组合结构中不同隔热材料厚度尺寸为计算变量,以飞行器主结构温度极值即最低背面温度为目标参数,以组合结构中第二层材料最高使用温度为约束条件建立隔热组合结构模型,并进行了石英灯考核验证。采用通用软件ANSYS 进行一维瞬态有限元热分析,将模型计算结果和试验结果进行了全面对比,各项数据吻合良好。     

空间再入充气结构的流固及热固单向耦合研究

为描述空间再入充气结构的非线性结构动力学行为,基于二维坐标系计算了再入返回过程中的弹道方程,利用CFD数值模拟研究了不同再入高度处的流场及表面热流分布。同时基于有限元理论建立了空间再入充气结构的有限元模型,研究了充气压力、薄膜厚度等材料非线性因素对静力学特性和模态特征的影响,并利用流固及热固单向耦合的方法,分析了考虑高超声速流场气动压力和气动热作用下空间再入充气结构的特性变化。研究表明:驻点最大热流密度随半锥角的增大而减小,随初始再入角的增大而增大;当飞行高度大于40km时需着重考虑气动加热效应对结构热应力及热模态的影响,而飞行高度小于40km时气动压力对结构静应力及模态特征影响更大。     

金属复合防热瓦的研究

本文主要研究了,金属复合防热瓦的结构、制造工艺及热物理性能,并取得突破性进展。研究表明:金属防热瓦的容重和热物理性能等主要指标可以达到同一使用温区的陶瓷防热瓦的水平,而金属防热瓦的强度和刚度更优越,因此,它是很有前途的一种可重复使用的防热结构材料。     

重复使用飞行器金属热防护系统的有限元分析与设计

金属基热防护系统具有轻质、耐用、可操作性、成本高效等特点,是实现降低重复使用飞行器费用的一个关键技术。通过比较分析超耐热合金防热板和改进型防热板,给出了金属热防护系统的各个部分的设计准则。建立了蜂窝夹芯板和纤维隔热毡的有效热导率的数值预报模型,算例研究表明本文给出的数值预报方法正确。使用二维热分析模型和三维承载分析模型,实现了传热和承载分析的迭代计算,算例表明迭代方法有效、可行,可用于可重复使用飞行器金属热防护系统的分析与评价。     

冲击-发散冷却火焰筒浮动瓦片三维壁温计算分析

论述了采用冲击-发散冷却技术的火焰筒浮动瓦片的传热计算分析方法, 以及传热数学模型和边界条件处理.并采用ANSYS程序的热分析模块对浮动瓦片的三维壁温场进行了计算.计算结果与试验结果进行了对比分析, 两者有较好的吻合性, 计算值与试验值的相对误差不大于6%.      

高超声速飞行器隔热材料技术研究进展

综述了以刚性陶瓷隔热瓦、陶瓷纤维隔热毡及轻质烧蚀材料为代表的飞行器隔热材料技术最新研究进展,详细介绍了这些隔热材料的组成、结构和性能特点,总结了这些材料在高超声速飞行器上的应用,展望了高超声速飞行器隔热材料的未来发展.     

航天飞行器热防护系统及防热材料研究现状

随着航天技术发展,飞行器的飞行速度更快,服役环境更加恶劣,有效的热防护系统是保证飞行器安全飞行的关键系统之一。本文综述了被动防热系统、主动防热系统和半被动防热系统3类热防护系统在航天飞行器上的应用现状,重点介绍了金属基复合材料、碳基复合材料、陶瓷基复合材料、树脂基复合材料和气凝胶材料,5类防热材料在航天领域的应用发展情况,并提出了航天飞行器未来热防护的发展趋势。     

应用ANSYS进行热接触弹塑性有限元分析

应用ANSYS对实际结构进行了热载荷下接触弹塑性有限元分析，建立了孔边接触弹性模型、孔边接触弹塑性模型和模拟弹性边界孔边接触弹塑性模型等三种不断改进的模型，分别模拟了结构的弹性和弹塑性以及固支边界和弹性边界。通过对计算结果的分析比较，表明弹性边界的弹塑性模型更为精确可靠。     

导弹发射筒防热材料气动热冲击试验

利用电弧加热器湍流导管试验装置模拟导弹发射过程中发射筒内壁防热材料所经受的热环境,对导弹发射筒内壁所使用的三种不同防热材料进行了高压、高温气动热冲击试验研究.结果表明:橡胶材料综合性能优于陶瓷编织材料和玻璃布编制材料,更适合于作为发射筒内壁防热材料使用.     

充气式月球基地防护结构技术综述

综述了充气式月球基地防护结构技术,包括总体设计要求和关键设计要点、柔性热防护结构的服役环境、功能需求、设计方法、材料选用等。并从结构冲击定位和强度分析、破坏响应分析、系统组成分析和自修复材料等方面,指出了对结构进行健康监测的必要性。介绍了现有的地面测试技术,包括热防护材料性能测试、展开动力学性能测试和太空环境模拟技术等,最后对防护结构技术的发展方向进行了展望。     

可重复使用热防护系统防热结构及材料的研究现状

在对国外有关各类航天器的防热结构和材料进行广泛调研的基础上，对陶瓷瓦、柔性毡、盖板等防热结构及材料进行了介绍，并总结了防热结构和防热材料的发展现状及趋势。