应用于低温推进剂在轨贮存的组合绝热材料综述

研究了应用于低温推进剂在轨贮存的组合绝热材料,包括材料结构、材料选择及其研究进展,总结了其在国外多种运载火箭型号中的应用情况。根据目前常用于组合绝热材料的泡沫材料和多层隔热材料,指出未来我国在泡沫材料发展中应重点向环保和先进的加工工艺方面发展,在MLI材料方面应重点研究反射屏和间隔物的材料选择及每个MLI单元的材料厚度。分析结果可为未来我国深空探测航天器低温贮箱绝热系统设计提供参考。     

新型多层绝热材料组合包覆工艺及其绝热性能

在深空探测过程中,利用多层隔热材料是降低低温推进剂蒸发量的主要隔热方式。但多层绝热材料其结构较为复杂,加工、安装和使用条件都非常特殊,决定了其在深空探测应用中具有一定的难度。本文首先从工艺特性的角度,通过与常规包覆方法进行对比,对多层绝热材料在贮箱表面的组装工艺进行探究,采用尼龙搭扣带、胶钉枪开发了一套效能高、经济性好的新型固定方法,通过高真空测试平台对该多层绝热包覆工艺进行测试并分析其绝热效应的影响。结果表明:使用该包覆工艺成型的多层绝热组件当量热导率可以达到1. 1 mW/(m·K),且具有较小的漏热量,系统稳定性好。     

低温推进剂在轨贮存与管理系统方案研究

为解决空间恶劣热环境和微重力环境下推进剂大量蒸发损耗及推进剂的气液两相混合等问题,低温推进剂在轨贮存与管理系统应具备绝热、贮箱压力控制、推进剂管理、热量转移及制冷等功能。以载人月球探测任务、载人火星探测任务中低温轨道转移级为背景,阐述了低温推进剂在轨贮存与管理系统的方案:低温贮箱采用泡沫+多层隔热材料复合结构、基于碳纤维复合材料的V20型杆系连接支撑结构、可充填式启动篮推进剂管理装置等方案;载人月球探测任务中低温轨道转移级压力控制可采用推进剂沉底排气方案;对于载人火星探测任务,低温轨道转移级压力控制可采用热力学排气方案,并采用低温制冷机主动制冷。     

推进飞行器低温推进剂在轨贮存被动蒸发控制方案研究

在对低温推进剂在轨贮存技术简要概述的基础上,针对推进飞行器的2种构型,提出了3种低温推进剂在轨贮存被动蒸发控制方案,建立了技术方案中复合绝热结构和蒸汽冷却屏的传热分析模型,对不同轨道、不同构型和多个蒸发控制方案的低温贮箱漏热量和蒸发量进行了计算和分析。结果表明,绝热结构隔热性能为0.05 W/(m2·K)时,被动蒸发控制方案可控制液氢贮箱蒸发率为0.4%~1.1%/天;近地轨道低温贮箱的蒸发量明显大于地月转移轨道的蒸发量;蒸汽冷却屏可以明显减小低温贮箱的漏热;随着绝热结构隔热性能的增加,低温贮箱的漏热量减小。     

聚氨酯泡沫型超低温绝热

以液态贮运低沸点的气体,必须采取有效的低温绝热措施。 本文主要介绍以氟里昂为发泡剂的闭孔轻质硬性聚氨酯泡沫塑料为主体的复合低温绝热结构以及聚氨酯泡沫塑料复合材料在液氢、液氧贮箱、氢氧发动机、液氮管道、液氢管道等部件的使用情况、材料的物理性能和机械性能,并对今后低温贮运系统如何使用泡沫型复合材料提出一些意见。     

组合结构对多层反射纳米材料高温隔热性能的影响

以超薄纳米隔热材料为间隔物、金属箔为反射层制备了多层反射纳米隔热材料,通过改变隔热材料的组合结构测试其隔热效果.结果表明:在研究范围内增加不锈钢箔层数、将不锈钢箔放置在低温区或在低温区用铝箔替代不锈钢箔都对隔热效果有利;测试温度高时隔热效果更好.     

低温贮箱连接支撑结构优化设计

低温贮箱间的连接支撑结构是导致贮箱漏热的主要原因之一。采用低热导率的材料、减小结构与贮箱连接部位的接触面积可以减少低温贮箱间的漏热。对低温贮箱连接支撑结构设计进行了初步研究,分别设计了V型和X型杆系连接支撑结构,给出了结构设计的基本参数,并对每种构型的强度、连接结构的热流量和失稳情况进行了分析;在相同质量的情况下,对壳段连接支撑结构也进行了分析,对比了杆系和壳段两种结构形式的总热流量,指出:杆系结构的总热流量更低,杆系连接支撑结构形式更优。     

多层隔热结构研究进展

多层隔热(MLI)结构在高真空环境下具有极低热导率,主要用于太空环境下飞行器和大型燃料贮箱的隔热.本文对MLI结构的隔热原理、选材、制备工艺及应用等进行了综述,简要介绍了国内外MLI结构的研究进展和发展趋势,提出进一步改进MLI的性能是我国实现飞行器长期在轨运行和深空探测的重要研究方向.     

短壳绝热面积对液氢贮箱绝热性能影响

基于计算流体动力学(CFD)方法研究了典型5 m直径液氢贮箱在短壳未包裹绝热材料、50%面积及100%面积包裹绝热材料3种情况下对贮箱内液氢蒸发特性的影响。数值计算基于流体体积(VOF)模型计算两相流,基于Lee模型计算气液界面传质率,考虑了短壳包裹泡沫表面及未包裹泡沫的暴露表面结霜对漏热的影响,构建的数值模型及界面传质计算具有清晰的气液界面,准确地捕捉到了液氢液面的变化。结果表明:短壳是液氢贮箱漏热的主要因素,对液氢蒸发率影响起重要作用;相对于短壳未绝热,50%绝热使得液氢贮箱气相平均温度从110 K下降到32 K,绝热面积占比增加到100%时,气相平均温度下降到约23 K,绝热改善效果相对降低;比较短壳绝热面积占比从50%增加到100%与从0增加到50%对相对蒸发率影响,前者差异较小,仅降低24%,而后者差异明显,下降了409%。研究结果指导了液氢贮箱绝热结构的优化设计。     

冲压发动机用梯度隔热层隔热性能研究

为了解决冲压发动机被动热防护结构在长时间、狭小空间、大温度梯度下的隔热问题,提出了多层组合梯度隔热方案。通过不同构型的梯度隔热层的氧乙炔实验研究,优化了梯度隔热层的构型,并对优化后的梯度隔热材料的隔热性能进行了冲压发动机试验验证。研究表明:2100K的高温下柔性梯度隔热层具有良好的隔热性能,能够解决狭小空间、大温度梯度条件下,冲压发动机长时间工作的隔热问题;梯度隔热材料的层数影响隔热层的隔热性能,较多的层数可提高柔性梯度材料的整体隔热性能;梯度隔热材料的隔热性能可采用氧乙炔隔热实验进行表征。     

基于碳纤维复合材料的低温贮箱支撑杆设计与仿真

针对碳纤维复合材料在运载火箭低温贮箱支撑杆中的应用问题,基于碳纤维复合材料单向板力学性能测试结果,对低温贮箱支撑杆的材料和铺层进行了设计,并通过静力学仿真分析对设计方案进行了验证,结果表明:在298 K和77 K温度下,T800单向板的力学性能均优于T700单向板,更适于制造低温贮箱支撑杆;以9°为主角度铺设72层T800增强纤维的低温贮箱支撑杆,其298 K和77 K温度下的拉伸强度和压缩强度可以很好地满足运载火箭低温贮箱支撑杆的设计强度要求。     

低温推进剂双管输送系统循环预冷实验研究

为了抑制火箭发动机中低温推进剂输送管路中产生的间歇泉现象,采用液氮为工质,进行了低温推进剂双管输送循环预冷模拟实验研究。研究了输送管壁不同绝热条件、贮箱增压及气体引射对自然循环预冷过程的影响。通过实验获得了循环管路的循环压差及管路温度分布。结果表明:管壁绝热条件相差越大,循环压差越大;贮箱压力增大,循环压差降低;气体引射的作用不大;双管输送循环预冷系统中的低温流体形成了自然循环,可以有效抑止低温推进剂输送管路中的间歇泉现象产生。     

真空环境中多层隔热材料的隔热性能

通过对一典型多层隔热材料在真空环境下的系列隔热性能实验和分析,分析了多层隔热材料层间温度差(Δt)的分布趋势,揭示了多层隔热材料在不同层间隔热性能的优劣特性及其变化规律。实验结果证明:多层隔热材料的层间温度差(Δt)变化呈U型分布趋势;外层隔热性能优于中间层的隔热性能,4层以内18层以外层间气流状态接近分子流,隔热性能较好,温度差(Δt)大;中间各层气流处于非稳态,隔热性能稍差,温度差(Δt)小;靠近加热板一侧层间温度差小于低温一侧。     

多层打孔隔热材料空间应用热性能研究

在分析了空间多层打孔隔热材料中导热和辐射的复合传热问题的基础上,提出了空间多层打孔隔热材料反射屏温度计算的模型以及内部辐射数值分析模型.利用该模型对不同几何、物理参数下的对象进行模拟计算,通过对计算结果的分析,明确作为几何参数的层密度和层数以及作为表面特性参数的黑度和打孔率对材料热性能的影响.该热性能的研究对提高空间多层打孔隔热材料的隔热效果,实现材料的优化设计具有积极的指导意义.     

多层隔热材料及其在航天器上的应用

综述了我层隔热材料的隔热原理、隔热性能表征方法、组成、性能,以及在航天器上的应用。通过选用不同的反射屏和间隔物可得到一系列常温、中温和高温使用的多层隔热材料。对于以双面镀铝聚酯薄膜为反射屏的常温多层材料,采用疏松纤维、网、泡沫塑料的间隔物,均有良好的隔热性能,其当量热导率可达１０＾－４Ｗ／ｍ．Ｋ的量级。     

航天服隔热材料技术研究进展

为明确我国未来航天服被动热防护技术的应用发展方向,结合国内外在用近地轨道航天服隔热材料技术的发展现状和先进航天服隔热材料的设计需求,对先进航天服隔热材料的相关研究进行了评述.目前,多层隔热组件是在近地轨道和月面等高真空环境下隔热效果最理想的材料,但为提高服装的活动性能和对空间环境的适应能力,需作进一步改进.纤维类材料在航天服隔热应用方面具有传统优势,但在面向火星任务为代表的低真空环境的深空探测中,未能达到热导率和材料厚度相结合的隔热目标;气凝胶类材料具有较低的热导率,在火星大气环境下具有最好的隔热性能,但无法规避粉尘污染及机械耐久性等问题.研究具有更细纤维尺度和特殊空隙结构的纤维种类,制备具有柔韧耐久特质的有机气凝胶材料,探索具有不同技术优势的材料的组合应用,将成为解决未来先进航天服隔热问题的主要途径.     

基于空气绝热的飞机空气导管绝热设计

在分析现有飞机泄漏探测系统性能的基础上,提出了一种基于多层绝热的飞机空气导管泄漏探测结构.推导了该种多层绝热的工程计算方法,并对不同管径的导管进行了绝热层设计计算.其次,为了验证该计算方法的准确性,搭建了高温压力管道空气绝热试验平台,获得了不同温度下空气绝热层的外表面温度.同时,采用数值分析方法进一步考察了导流洞数量及导流洞直径对绝热设计计算的影响.最后,根据导流洞对绝热设计的影响进行了结构优化.研究结果表明:该结构与传统的泄漏探测系统相比具有对泄漏的高温气流具有快速导流作用,保证泄漏探测系统能及时探测到泄漏信号并作出报警响应;绝热层外表面温度的计算值比试验值偏大,最大误差为23.08%.随着导流洞孔径和个数的增加,绝热层外表面的平均温度减少,并且导流洞个数的增加对绝热层外表面温度的影响较大.该研究结果为飞机空气导管的国产化提供参考依据.      

气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响

为了解气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响,在双基推进剂环境中对EPDM绝热材料进行了烧蚀试验研究。试验排除了粒子的作用,分析了两压强下的不同燃气速度环境中EPDM绝热材料的炭化烧蚀率、炭化层的结构特征以及成分分布。试验结果表明:燃气速度对炭化烧蚀率的影响较弱,对炭化层厚度的影响明显;不同燃气速度条件下炭化层断面具有相同的结构特点和相似的成分分布趋势;低燃气速度条件下烧蚀以热解炭化为主,高燃气速度条件下炭化层的机械破坏显著。试验结果可以用于进一步研究EPDM绝热材料烧蚀机理。     

载人月面着陆器贮箱热控方案分析

针对月球表面低温、高温热环境与地月转移过程空间深冷环境,提出了多种载人月面着陆器贮箱热控方案,对不同热环境下的不同热控方案进行仿真计算,得到了载人月面着陆器侧壁与贮箱温度变化趋势.结果表明:3种方案中,方案一系统代价最低,为最优方案;贮箱通过被动热控设计可以使温度满足任务要求,且不需要增加额外代价.     

基于不同相变模型的微重力液氢贮箱内压力与温度分布仿真预示

受空间热流的作用,相变是低温推进剂在轨压力控制中需要被考虑到的影响因素。为研究液氢贮箱内的流体行为特性,建立了低温流体CFD仿真模型,对于相变过程,基于不同的相变传质理论,建立了四种相变仿真模型。根据NASA开展的AS-203液氢贮箱压力上升试验数据,对封闭贮箱内压力上升和温度分布开展仿真预示,分析了不同相变仿真模型对压力上升和温度分布预示的结果。结果表明,相变模型1和相变模型3得到的压力上升速率和温度场结果与试验结果趋势较为一致。受到算法和适用性的影响,相变模型2和相变模型4对AS-203液氢贮箱的温度预示偏差较大,相变模型4对压力上升的预示偏差较大。