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二、热防护系统材料(一)对热防护材料的要求轨道器热防护系统的功能是防护轨道器不受外部热和其它环境的影响和损害,使其内部结构温度保持低于付料允许值。它是保证航天飞机达到高度可靠性、重复使用性、可维修性等性能指标的关键性系统。同时,由于以往的一次使用飞船(如水星、双子星座、阿波罗等)均为长度-直径比甚低的低升力、 相似文献
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由于对航天飞机轨道飞行器用先进的可重复使用的柔性的绝热材料进行了广泛的实验和大的改进,这种新材料已随时可以装配在轨道器OV-103上。 此种热防护材料不同于轨道器初期使用 相似文献
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随着火箭发动机结构重量的减轻,对关键部位的法兰盘厚度要求愈来愈薄,传统的密封方法己经不能满足要求。缠绕垫圈是一种较好的密封形式。它成型简单方便,对密封面要求不高、密封效果良好、价格低廉,有较高的实用价值。本试验是通过测量材料的室温与高温弹性性能和缠绕密封垫圈的高温压缩回弹性能试验,选出适于在不同温度下使用的缠绕垫圈的骨架材料。并研究了不同热处理状态对GH169合金弹性模量的影响,选择出最佳热处理方案。该密封垫圈经发动机热试车,取得了满意的结果。 相似文献
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防热涂层材料热防护性能预测 总被引:4,自引:1,他引:4
预测防热涂层热防护性能有三个技术关键:即描述三层结构热响应守恒方程的建立,三层结构热物理性能的确定以及防热涂层表面边界条件的建立,本文用租糙度测量仪测量了表面形貌,表面等高面和表面粗糙度曲线,为建立防热涂层热防护性能的物理模型提供依据。利用参数辨识灵敏度法对防热涂层材料导热系数进行参数估计,取得了有用的结果。分析不同工艺的表面烧蚀特性,建立了三种表面边界条件。本文讨论了涂层材料在加热过程中出现的三层结构的吸热机理,建立不同层反映不同功能的守恒方程。给出了防热涂层热防护性能预测与试验结果的比较,比较的结果是满意的。 相似文献
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针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求,综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状,着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上,分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题,可以看出:纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势,材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍;组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上,将成为提高热防护结构效率的有力途径;展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升,但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺,仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。 相似文献
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能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境,发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机,喷管采用主动热防护方案,完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明:(1)固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备,是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。(2)采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高,材料烧蚀率相对更低。(3)改进喷管大幅度地提高固液发动机性能,提升燃烧室内压159%,提高发动机推力43%。 相似文献
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姚草根%吕宏军%贾新潮%张绪虎%王琪 《宇航材料工艺》2005,35(2):10-13
简要综述了金属热防护系统的国外研究进展,重点介绍了美国高温合金热防护系统材料与结构以及钛合金热防护材料与结构的研究概况,并对国内情况作了一些简介。指出金属热防护系统是下一代重复使用运载器大面积表面热防护的第一方案。 相似文献
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航天飞机轨道器的热防护技术是航天飞机的关键性技术之一。本文介绍了美国第一代航天飞机轨道器所采用的非金属基复合材料热防护系统,美国宇航局兰利研究中心和Kentron国际公司共同设计的所谓近工艺品概念热防护系统,以及美国第二代航天飞机轨道器计划采用的防热系统与机壳融为一体的高级碳-碳复合材料热防护系统。 相似文献
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在载人航天飞行器上采用耐高温可重复使用的氧化硅绝热材料和在战略导弹上采用石墨环氧编织物业已列为洛克希德导弹与航天公司材料研制的重点。称做 LI—900的全氧化硅绝热材料,将用于国家航宇局/洛克威尔国际公司航天飞机轨道器的80%表面防护。在再入大气层时,轨道器的表面温度予料可达600℉至2300℉这种绝热材料将采用涂层瓦片结构,对于600℉至1200℉和1200℉至2300℉的不同温 相似文献
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热防护材料表面催化特性研究进展 总被引:1,自引:1,他引:0
随着高超声速飞行器的发展,高焓离解环境下热防护材料所承受的气动热载荷在很大程度上受到材料表面催化特性的影响。根据高焓服役环境特征和热防护材料表面催化特性的发展现状,重点综述了材料表面催化反应机理和不同尺度的催化模型,分析、比较了催化特性地面测试与评价方法以及典型热防护材料表面催化特性的影响因素,简要总结了国内现阶段相关催化特性研究的初步成果,并在此基础之上提出了催化特性测试与表征方法的不足和后续研究的重点方向,为有效改进热防护材料表面催化特性试验测试技术、准确预测高超声速飞行器气动热环境,从而实现热防护系统的精细化设计提供指导。 相似文献
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综述了飞行器热防护材料的发展历史,重点介绍了典型非烧蚀热防护材料体系,并根据新型飞行器对于热防护材料的需求,对未来热防护材料发展趋势进行了分析。 相似文献
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超高声速飞行器飞行速度快、飞行时间久的需求对结构及热防护体系提出了更苛刻的挑战,结构防隔热一体化设计能够兼顾承载和热防护双重功能,充分发挥材料高温强度潜力,减少各部件由温差引起的热应力,减轻结构质量和热防护的质量,增加机动性和有效承载能力,具有比传统热防护更高的结构效率,同时实现可重复使用,降低成本。本文综述国内外一体化热防护技术研究现状,介绍各个典型技术方案的结构特征和热防护材料,在此基础上,总结一体化热防护发展的特点和不足,探讨一体化热防护的发展趋势。国内目前仍处于研发起步阶段,拓宽对结构防隔热一体化的技术认知,积极发展结构材料与热防护材料低成本共固化技术,同时不断开发和引入新的热防护材料,加强对主动冷却结构热防护一体化技术的研发力度,是国内结构热防护技术能够快速应用的可行之路。 相似文献
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具有轻量化、耐高温、高抗损伤、重复使用、易于维护等性能的热防护材料是空天往返飞行器的关键材料,影响飞行器的先进性、可靠性、维护性和经济性。本文针对可重复使用飞行器机身大面积、头锥、翼前缘以及控制面等部位所需的热防护材料,综述了刚性隔热瓦、柔性隔热毡、抗氧化C/C、C/SiC、TUFROC等可重复使用热防护材料的发展历史、研究现状及在飞行器上的应用情况。总结了高温服役过程中典型热防护材料的损伤及性能衰减行为,并提出以材料损伤为基础,研究材料的可重复使用性能及寿命预测方法。最后,提出研制高性能可重复使用热防护材料、发展热防护材料可重复使用理论方法与标准、建立可重复使用热防护材料数据库是该领域今后需要重点关注的方向。 相似文献
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热防护材料本身和复杂高温/非平衡流动环境之间的气固界面传热传质问题对高超声速飞行器服役热环境的高精度预测及热防护系统(TPS)的精细化设计至关重要。从航空航天及传热传质领域角度出发,以试验测试、理论计算、数值模拟及人工智能应用这4种典型研究范式为切入点,重点综述了国外表征高温服役气体环境/热防护材料气固界面传热传质耦合特性的主要研究手段及最新研究进展,简要总结了中国该领域的研究现状及特点,并在此基础上浅谈了现阶段热防护材料界面热质耦合特性研究的经验启示和新科学范式革命发展带来的挑战思考。 相似文献