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挑战者号航天飞机失事的直接原因,是1986年1月28日肯尼迪航天中心的低温天气,使固体火箭助推器的氟橡胶密封圈失去弹性导致泄漏,挑战者号航天飞机发射升空73秽发生爆炸。哥伦比亚号航天飞机失事的直接原因,是升空过程中外贮箱脱落的绝热用聚氨酯泡沫塑料,撞击损坏了轨道器左翼前缘的防热用增强碳-碳复合材料,导致2003年2月1日返回大气层时因超高温气流的侵入而解体坠毁。 相似文献
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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。 相似文献
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飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较 总被引:1,自引:1,他引:0
综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。 相似文献
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火箭助推器从芯级飞行器动态分离过程的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法,数值模拟火箭助推器从芯级飞行器动态分离动力学过程。首先,计算单独芯级飞行器流场,与实验数据相比,符合较好;其次,计算火箭助推器和芯级飞行器组合体流场,得到分离前状态和气动力特性;在此基础上,比较采用弹簧和火箭作为控制力的两种分离方案,研究两侧火箭助推器分离不同步、攻角、侧滑角等因素的影响。研究表明,弹簧分离初期火箭助推器位移和姿态主要取决于弹簧控制力,弹簧全部断裂后气动力的影响加快姿态发散,在给定的设计参数条件下,可以实现安全分离;火箭分离存在复杂的喷流干扰,喷流对助推器的包裹作用使得分离初期自由来流影响较小;另外,分离过程对芯级飞行器的气动干扰不容忽视。 相似文献
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沈祖炜 《运载火箭与返回技术》2001,22(2):1-6
长期以来返回式飞行器为承受再入气动载荷和着陆冲击,采用具有防热层的刚性飞行器壳体,导致返回舱的质量和外形大于有效载荷的数倍。柔性可膨胀再入防热锥可解决上述不足之处,这种锥形返回舱在返回前进行充气改变其气动特性,使在返回过程中达到所需的气动参数和最终着陆速度,可膨胀再入防热锥技术能使有效载荷舱获得广泛用途,不但能使航天员,货物和昂贵的硬件安全返回地面,还能在载人飞行遇险时作为应急救生的有效措施,以及在未来火星探测中发挥积极作用。 相似文献
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TY-3探空火箭突起物气动加热计算 总被引:2,自引:0,他引:2
采用平面斜激波理论、锥形流动理论、普朗特-迈耶膨胀流动理论和有关气动加热的理论方法,对TY-3探空火箭的尾翼前缘、气流导流块两突起物处的气动加热情况进行计算,计算结果与飞行实验结果作了比较,证明所采取的防热设计是有效的。 相似文献
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介绍了主发动机加助推器和简易控制方法实现固体火等高飞行的设计方案,助推器工作结束后,火箭达到预后飞行速度,主发动机开始工作,使火箭的推力等于其所受阻力,同时火箭产生的升力等于其重力,保证火箭可靠速飞机,火箭控制系统可保证其在某一高度上平飞。 相似文献
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H-2火箭固体助推器推力向量控制系统的研制H-2是日本新研制的一种使用液体氢氧推进系统的两级运载火箭,捆绑了两台大型固体火箭助推器。助推器在火箭的上升飞行阶段用于提供大部分推力,并产生火箭操纵所需的控制力。它主要由四个发动机壳段和一些结构组件(后裙、... 相似文献
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讨论了一种微重力火箭总体设计中减旋方案,飞行载荷,气动加热与壁温计算等几个关键问题。结合该火箭的具体特点,提出了一种简单实用的被动式减旋措施,即,安装反旋尾翼及辅助减旋机构,并分析了减旋与动稳定性的关系。对超高音速火箭的飞行载荷和气动热进行了分析计算。 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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在综合比较固体火箭助推器和液体火箭助推器的方案之后,提出了一种新的多次使用的返回式液体火箭助推器方案,概述了此方案的返回轨道;液体火箭助推器结构和主推进剂箱、推进系统设计;助推器的性能计算.这种设计最大限度地利用了现有的成熟技术,以减少成本和研制时间.这种液体火箭助推器设计是一种适应性更强、更安全的航天飞机助推器. 相似文献
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室温固化RT-Ⅲ防热涂层及其应用 总被引:7,自引:0,他引:7
介绍了RT-Ⅲ防热涂料的性能,并分析了增加研磨工序后,由于填料颗粒度降低给涂层力学性能和隔热效果带来的影响。在特定环境下,经风洞试验,0.5mm厚的防热涂层比无涂层的基材背温降低约200℃左右;目前,该涂料已成功地用于固体火箭发动机外防热和火箭的舵面、舱体的防热。 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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长期以来返回式飞行器为承受再入气动载荷和着陆冲击 ,采用具有防热层的刚性飞行器壳体 ,导致返回舱的质量和外形大于有效载荷的数倍。柔性可膨胀再入防热锥可解决上述不足之处 ,这种锥形返回舱在返回前进行充气改变其气动特性 ,使在返回过程中达到所需的气动参数和最终着陆速度。可膨胀再入防热锥技术能使有效载荷舱获得广泛用途 ,不但能使航天员、货物和昂贵的硬件安全返回地面 ,还能在载人飞行遇险时作为应急救生的有效措施 ,以及在未来火星探测中发挥积极作用。 相似文献
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栅格翼在减小火箭残骸落点散布上的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
《航天返回与遥感》2018,(6)
文章利用栅格翼高气动效率、高阻力的特点,探索其在火箭芯一级残骸落点散布控制上的应用。首先介绍了栅格翼气动性能分析采用的数值模拟方法,通过与试验数据对比,验证了方法的可靠性。针对火箭芯一级箭体,开展了栅格翼设计研究,给出了详细的栅格翼几何尺寸,分析了其在亚跨超声速阶段气动性能,通过6自由度蒙特卡罗弹道拉偏仿真,对比了栅格翼安装前后火箭芯一级残骸落点散布范围。结果表明,火箭芯一级加装栅格翼后,上升段折叠安装,阻力增量较小,超声速阶段阻力增量2%以内;再入段栅格翼打开,小迎角范围内火箭芯一级残骸压心后移明显,气动稳定性增强;芯一级残骸进入大气层后飞行姿态迅速振荡收敛,残骸落点散布范围大幅缩小,安装栅格翼后火箭芯一级落点散布面积减小约76%,这种基于稳定栅格翼进行落点控制的方法具有机械结构简单,易于工程实现的特点,适用于各类运载火箭的改造,可大幅度减小落区的范围。 相似文献