可膨胀再入防热锥的技术进展

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。     

纤维增强陶瓷在再入防热结构上应用的探索研究

对纤维增强陶瓷在辐射防结构中充当外部辐射蒙皮的特性进评估。以返回式卫星和飞船典型的力学环境和热环境为依据。     

充气式再入航天器结构参数优化及防热试验工程方法

用工程算法对充气式再入航天器的全展开半径,半锥角,刚性头锥半径与全展开半径之比三个方面的参数进行了优化计算,获得同时满足航天器质量,刚性头锥及柔性防热系统温度约束条件的充气式再入航天器的设计方案,计算得到了优化设计方案整个再入过程的外热流密度和温度变化规律,并且通过与文献中数据对比,验证了文中工程算法的正确性。针对再入过程的外热流密度和温度条件,参考充气式再入返回试验(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型防热材料,设计不同的柔性防热系统结构试验件。最后,通过热冲击试验,得到了各试验件冷端的温度响应,验证了各试验件在再入温度条件下防热性能。文章提出的柔性防热系统结构的改进方向,可为充气式再入航天器的设计分析提供参考。     

载人航天器月地返回再入问题研究

结合国外探月返回再入飞行的工程实践情况,对国外载人航天器月地返回再入几何约束、再入走廊约束、航天员过载限制约束,以及再入轨道、再入航程、再入方式和气动外形的选择策略进行了研究和分析。文章的研究结果可为我国载人探月及载人深空探测航天器返回再入设计提供参考。     

航天器跳跃式返回的再入动力学特性仿真

深空高速再入返回是航天返回技术面临的新问题。研究采用跳跃式返回方式解决高速再入产生的高过载、高热流峰值问题。建立了完整的航天器再入大气层飞行动力学模型;依据航天器跳跃式返回飞行剖面和返回飞行的运动特性,将再入大气过程划分为初始再入段、初次再入下降段、初次再入上升段、大气层外飞行段和二次再入段,详细研究了各飞行段航天器的动力学特性,简要分析了各阶段的制导任务。通过分析仿真结果,初步摸清了航天器深空飞行跳跃式再入动力学特性。     

航天器可重复使用热防护技术研究进展与应用

新一代可重复使用飞行器对热防护系统提出了更高的要求,对于发展高超声速技术而言,可重复使用热防护系统设计至关重要,同时也面临着最困难的技术挑战。文章总结了可重复使用热防护系统可用的新型防热机制,综述了可重复使用航天器所采用的热防护系统的发展状态及典型飞行器应用现状,并阐述了新一代可重复使用热防护技术在设计与分析方法、验证与评价手段以及新型热防护材料等几个方面所面临的挑战。文章有助于更好的理解未来的高超声速飞行器发展中可重复使用热防护技术的发展方向。     

航天器最优再入轨迹的选择分析

本文研究的目的是想获得具有最大有效载荷的航天器最优再入轨迹。返回段航天器的最大有效载荷等价于航天器离轨点所耗燃料质量与热防护系统（ＴＰＳ）质量之和达极小。文中把最大有效载荷的再入轨迹分三种情况作了分析：航天器ＴＰＳ质量不确定时，通过返回轨迹优化来获得航天器的最大有效载荷，并选择确定相应ＴＰＳ的质量；ＴＰＳ质量已确定时，通过再入轨迹优化来获得航天器的最大有效载荷；ＴＰＳ质量足够大时，通过多次穿越大气层来获得航天器的最大有效载荷。本文的结论可为航天器再入轨迹与ＴＰＳ的一体化选择提供思路。     

月地高速再入返回航天器时统设计及验证

月地再入返回航天器在第二宇宙速度下实现服务舱和返回器分离,返回器以半弹道跳跃方式准确地再入并着陆在预定回收区,为了保证返回器的导航精度,对返回航天器的时间精度有一定的要求。为此,文章提出适用于二级信息拓扑结构的多舱段航天器的器上时间维护系统(简称"时统")和相应的地面验证系统设计。通过理论分析和地面验证试验,并结合月地高速再入返回航天器真实在轨飞行数据分析,证明此时统设计能够在较长时间内使月地再入返回航天器的器上时间精度保持在较高的水平。     

纤维增强陶瓷在再入防热结构上应用的探索研究

对纤维增强陶瓷在辐射防热结构中充当外部辐射蒙皮的特性进行了评估。以返回式卫星和飞船典型的力学环境和热环境为依据。对碳纤维增强石英进行了试验研究,包括小平板再入热模拟试验、大型热结构件的常温振动、常温冲击、低温振动、低温冲击和再入加热等项目。一系列试验证明,碳纤维增强石英既保留了陶瓷耐高温、隔热好的优点,又克服了陶瓷固有的脆性,因此,在返回舱上做防热材料颇具潜力。     

再入航天器防热层/金属结构热匹配评价方法研究

概述了在轨温度交变环境下再入航天器防热层/金属结构热匹配的3种评价方法———温度交变试验、热应力理论计算和有限元模型分析。结合工程实际,介绍了3种方法的应用情况和应用特点:温度交变试验可以定性研究温度交变环境及胶层厚度对结构热匹配特性的影响;热应力理论计算能够在一定程度上量化结构热应力等结果;有限元模型分析可以获得结构任意时刻、任意位置的热应力与热变形的量化数据,具有较大的应用优势。通过对比分析,建议采用温度交变试验与有限元模型分析相结合的方法,以实现防热层/金属结构热匹配特性的准确评价,最终验证防热结构方案设计的合理性。     

航天器发展对热控制技术的需求分析

介绍了航天器总体技术的发展对热控技术的需求,初步分析了目前热控制技术的不足,根据航天器热控制技术的现状和发展,提出了初步的解决方案设想。     

大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析

采用直接模拟蒙特卡洛（DSMC）方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。     

钝头型航天器再入通信黑障及对策研究

首先介绍了无线电波在等离子体环境中传播的基础理论,在此基础上分析和讨论了钝头型航天器再入时形成的等离子鞘套及相关通信黑障现象。从13个方面(包括近期和远期实现的可能性等)对多种减轻或消除黑障的设想和方法:包括高频、激光、高等效全向辐射功率(Effective Isotropic Radiated Power,EIRP)和品质因素(G/T值)、选择空气动力外形、亲电子材料、磁或电磁控制、中继等进行了全面的比较和评估。考虑到我国的空间基础设施和技术背景条件,利用中继法应是在近期可实现的工程技术解;而亲电子材料、磁或电磁控制法对解决各种等离子鞘套问题具有广阔的远期发展前景。文章的研究结果对我国今后的再入类航天器工程顶层构想具有参考意义。     

航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究

航天器高稳定结构研制须探讨微米级结构热变形仿真分析与试验验证工作,以满足空间环境交变温度载荷下结构微变形要求。根据机热一体化设计的特点,提出机热一体化分析方法进行机、热载荷交互,机、热温度场交互过程由手动赋值的几天时间缩短至几分钟,且映射误差小于1℃。基于数字图像相关测量技术,采用高稳定结构微米级变形的非接触式测试方法进行试验验证。结果显示,文章中的高稳定结构在轨热变形为2~30μm。文章提出的分析与试验验证方法,可为航天器高稳定结构设计及验证提供参考。     

载人航天器舱内流场与温度场松耦合计算方法研究

快速有效的舱内热环境预测分析方法及工具在载人航天器的设计中具有重要的研究地位,而预测方法的合理性、准确性及其计算速度是此类问题研究中的重点和难点。文章围绕计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)数值计算方法阐述了载人航天器中导热与对流换热的耦合求解问题,分析了不同的求解原理和特点。为了缓解计算速度的问题,基于航天器舱内热环境CFD数值预测方法提出了一种全新的"流场/温度场松耦合"计算方法。对比分析了此方法中温度场在不同时间步长下的计算结果,对计算步长的选取给出了合理的判定准则,同时还分析了不同时刻下设备表面对流换热系数和温度场的计算结果,结果表明文章提出的"流场/温度场松耦合"计算方法在大幅提高计算速度的同时还能在一定范围内保证计算精度,具有一定的工程应用前景和价值。     

航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护数值仿真研究

对航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护进行了全过程数值仿真研究.采用修正Lees驻点热流密度方法和参考焓方法计算再入热流密度.采用JANAF模型计算烧蚀率.利用有限元法计算钝锥体再入航天器烧蚀层在移动边界条件下的轴对称温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的轴对称碳化烧蚀模型;推导了热解气体流量计算方法.针对再入飞行大热流密度条件下,用有限元方法求解瞬态温度场时会产生的时间和空间上解的振荡问题.通过分析温度振荡现象产生的原因,采用集中热容矩阵向后差分方法解决振荡问题.计算结果表明,在时间步长选择合适的情况下,求解集中热容矩阵能够很好地解决数值振荡问题,同时烧蚀率和温度场计算比较准确.     

温度交变环境下防热结构胶层厚度设计

再入返回式航天器飞行过程中,在轨温度交变环境下防热结构胶接热应力一直是航天器可靠性设计的关注內容恼乱浴爸忻芏确廊炔牧?硅橡胶-金属“”的胶接结构作为对象,针对典型的低地球轨道温度交变环境,选取±100℃/5个循环环境作为分析条件,用ANSYSWorkbench建立了结构有限元分析模型,考察了不同胶层厚度对于结构热应力及热变形的影响。基于有限元计算结果、热应力理论及胶接工艺分析,给出了温度交变环境下防热结构的胶层厚度设计结果.该有限元模型分析方法可为防热结构热匹配特性研究和设计提供基础依据。     

卫星真空热试验数据库的设计与实现

真空热试验数据库是卫星环境工程数据库的一个重要组成部分.文章介绍了卫星真空热试验数据库的设计方法,首次实现了环境试验数据的实时在线录入和响应.文中给出了卫星真空热试验数据库的需求分析、总体设计框架和模块结构设计,以及多元化分析整体设计过程.该数据库现已应用于卫星真空热试验中,使得实时在线访问远程数据得以实现,同时为虚拟试验研究工作提供数据基础平台.