轻质防热材料高焓烧蚀试验

为了得到不同轻质防热材料在高焓条件下的烧蚀数据,评估其在高焓条件下的烧蚀性能,以满足

未来高超声速飞行器再入的高焓高热流低压力的热环境,采用高焓加热器对多种不同密度的轻质防热材料进

行烧蚀考核试验。通过对试验数据和模型内部烧蚀形态的描述,给出轻质防热材料在高焓低压热环境中的烧

蚀特性。最后对比中焓条件下试验数据,详细分析焓值对轻质防热材料烧蚀性能的影响。结果显示,高焓加热

器可以产生稳定均匀的高焓低压流场,轻质防热材料在高焓条件下的隔热性能和烧蚀性能有所提高。

     

用于航天飞机防热系统的材料

前言航天飞机的一个重要发展趋势是力求低成本、常规和低轨远程飞行。从1969年至1973年,在设计研制航天飞机的同时,曾对某些防热系统进行了评定。当时,考虑了金属防热屏、烧蚀材料、快速冷却系统和氧化硅陶瓷防热系统。以前的再入飞行器(包括阿波罗飞船)所用的烧蚀材料,都能在再入条件下防护航天飞     

蜂窝增强低密度硅基烧蚀防热材料性能

高速再入飞行器通常采用烧蚀防热材料作为外表面大面积的热防护材料。本文对两种蜂窝增强低密度硅基烧蚀防热材料的力学性能、热物理性能和烧蚀性能进行了测试,并结合试验结果对烧蚀机理进行了研究分析。结果表明,材料的密度越高、拉伸强度就越高,但拉伸模量相近;两种材料的隔热性能参数都较低。两种材料在不同热流密度条件下的电弧风洞烧蚀后退速率都较低,在部分烧蚀条件下有轻微膨胀。两种材料的烧蚀背温都较低,烧蚀表面形貌良好,能满足设计指标要求,是一种适用范围较广的烧蚀防热材料。     

球锥细长体等离子体鞘套分析

在高速飞行器再入大气的过程中,将出现严重的通讯中断问题。了解飞行器周围等离子体鞘套特性,是解决通讯中断问题的前提。为此,本文从简化Navier-Stokes方程出发,采用差分方法计算了小钝头锥体二组元扩散、化学平衡层流流场,给出了流场参数、电子密度、碰撞频率以及表面热流和阻力系数的分布。本文结果与边界层理论计算结果和无粘流场计算结果进行了比较。     

硅基材料烧蚀产物对再入体流场特性影响的数值计算

针对常规再入体低温烧蚀的硅基防热材料,考虑热解效应和硅碳反应,采用24个组分57个化学反应式的空气/烧蚀化学模型,初步建立了数值模拟再入过程非平衡流场的烧蚀计算模型,并对典型简化钝锥再入体的再入绕流流场和弹道靶试验模型绕流流场进行了数值计算,分析了再入体表面温度和流场烧蚀组分等参数变化规律以及硅基材料烧蚀效应对流场特性的影响。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

高温纤维隔热材料的研究

前言宇宙飞行器由于制动火箭的减速,再入角度再入速度都比较小,因此再入时间长、热流小,可以采用辐射冷却防热。美国“水星”和“双子星坐”的坐船都是采用辐射防热。辐射防热对隔热提出了苛刻要求,希望研制一种耐高温、容重轻、导热系数低的高温隔热材料。     

高速再入发汗热防护效果计算与试验研究

针对强制发汗热防护用于高速再入飞行器抵抗气动加热引起的物面烧蚀的效果和可行性问题开展计算与试验研究。计算采用粘性高温多组分反应气体分析方法考虑来流空气与发汗介质的相互作用及组分反应。结果表明,在10 m/s发汗速率条件下,发汗物面热流密度已经降低了75%,在20 m/s发汗速率条件下则已经降低了99%。根据计算结果制备满足渗透率参数的发汗材料并完成发汗装置设计和防热效果电弧风洞试验验证。结果表明,发汗物面温升不足100 K。理论计算与地面试验验证表明,针对高速再入条件,发汗主动热防护可有效降低物面气动加热,可作为高速再入航天器防热备选方案。     

轻质烧蚀防热材料结构组成对烧蚀形貌的影响

采用石英灯烧蚀试验对研制的一种轻质烧蚀防热材料在不同防热结构下的烧蚀形貌和隔热性能进行了研究。结果表明:不同的防热结构形式,轻质烧蚀防热材料的烧蚀形貌不同,防热结构的纵向温度梯度和面内温度梯度均影响轻质防热材料的烧蚀形貌,温度梯度越小,热量在材料表面积聚越严重,因此表面碳化特征越明显。在不同材料的面内组合状态下,轻质烧蚀防热材料可实现与较高密度材料的匹配烧蚀,说明其烧蚀防热效率较高。在防热结构设计时,可综合考虑其面密度和烧蚀形貌,合理利用防热结构组成,实现高效防隔热和轻量化设计。     

再入飞行器端头沟槽问题分析

在分析对比再入飞行器端头再入环境和回收残骸烧蚀情况的基础上,通过地面低熔点模型的模拟试验以及对高熔点材料吉林陨石经过大气层后烧蚀现象的考察和分析,本文认为,控制再入飞行器端头防热层烧蚀现象的主要参数是端头边界层的雷诺数,端头防热层上出现的沟槽现象是边界层转捩区域中的一种烧蚀现象。从回收残骸结合再入轨道分析,可以推断再入时烧蚀转捩雷诺数;并且,对沟槽现象的深入研究将有助于进一步认识有烧蚀情况下边界层的转捩问题。     

防热复合材料抗粒子侵蚀特性研究

研究了含钨Ｃ／Ｃ复合材料、细编穿刺Ｃ／Ｃ复合材料等防热材料抗粒子侵蚀性能及其形貌特征。针对试验结果,探讨了目前侵蚀性能试验存在的问题。指出不同种类的防热复合材料在不同试验条件下表现出不同的抗粒子侵蚀机理和形貌特征,以侵蚀系数Ｃｎ值表征不同防热材料抗粒子侵蚀能力的大小具有不直观性。     

树脂基复合材料长时间烧蚀防热的应用研究

介绍了不同再入飞行器热防护材料的特点，指出长时间飞行器对防热层的要求。通过纤维织物改性和树脂基体改性研制了新型防隔热材料，并进行了性能测试和研究。结果表明：新型改性纤维／酚醛复合材料比传统的树脂基防热材料具有更好的隔热性能和抗烧蚀剥蚀性能，能够满足中低焓值、较低热流、烧蚀时间较长（300～700s）防热部件的防隔热要求。     

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.     

碳纤维增强石英在卫星,飞船防热结构上应用的探索研究

在用多种纤维增强各陶瓷基体的探索中,发现碳纤维增强石英能够获得比较理想的材料系统。本文对这种增强陶瓷的基本性能作了评估,还针对材料在卫星、飞船的飞行环境中可能产生的破坏进行了一系列热和力学环境试验。这些研究表明,碳纤维增强石英有可能应用在再入防热结构上,也具有重复使用的潜力。     

某再入回收卫星头部防热材料及工艺

一、使用要求1.防热材料的作用某再入回收卫星,它的头部防热层包括前端头和后端头。防热层的作用是:抵御卫星在再入大气层时所产生的几千度以上的高温,保证卫星在空中高、低温交变情况下正     

石墨材料在再入鼻锥上的应用

弹道式导弹的弹头以极快的速度再入大气层时,处于严峻的气动加热和粒子云浸蚀环境之中,为确保弹头在大气层中飞行稳定性和准确地命中目标,就要解决弹头的防热和浸蚀问题。 1964年前后,美帝开始发展第三代导弹。     

碳-碳复合材料的单粒子侵蚀破坏

前言就目前的再入防热材料来说,碳-碳复合材料是最引人注目的。这种材料受自然粒子(雨、雪、冰)和诱发粒子(尘埃)侵蚀的性状是人们所相当关心的一个问题。倪建一等采用二级轻气炮发射粒子的技术进行了碰撞侵蚀实验。所发射的粒子材     

导弹头部大面积防热层斜缠工艺研究

前言美国自从用增强塑料做头部防热材料试验成功以后,为了解决洲际导弹头部大面积防热问题,在六十年代发展了一种使增强剂顺气流定向排列的缠绕工艺方法,即所谓“斜     

改进碳-碳工艺结构对提高雨蚀性能的效果(译编)

碳-碳复合材料,已是当前公认最好的再入防热材料。碳-碳材料的工程应用,也已日趋成熟,已成功地用于美国民兵Ⅲ洲际导弹弹头。现在人们普遍关心的是:在存在粒子侵蚀的再入环境下,碳-碳材料是否仍能胜任?从改进碳-碳工艺结构着手,提高碳-碳材料的抗侵蚀性能到底有多大潜力?     

欧洲返回舱CTV气动特性综述

研究分析了欧洲航天局天地往返运输系统之载人飞船返回舱CTV的气动特性，并与第一代联盟号飞船返回舱的气动特性作了对比研究。该返回舱为钝双锥外形，与联盟号飞船返回舱相比，它具有升阻比高、机动性强、稳定性好等特点。本文还对两类返回舱的气动热特性、防热材料重量、飞行弹道及通讯中断问题进行了对比分析研究。