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本文概述了三种类型发汗冷却鼻锥的优缺点;对双相自适应发汗鼻锥进行了质疑;提出了单相自适应发汗概念及其气动防热的工程评估方法;进行了评估例算。结果表明:单相方案在与双相方案外形、体积及防热能力基本相同的情况下,可减重约6.6公斤,内腔压力降低约200大气压,内腔温度降低约100℃。此外,单相方案还有可能克服双相方案会遇到的驱动剂与冷却剂“反位”及可能使再入通讯的“黑障”问题恶化的隐患。 相似文献
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冷却剂研究是发汗冷却技术研究中的重要组成部分。美国巴特尔·哥伦布试验室在研究自适应发汗鼻锥时选择了铊作冷却剂,但铊有剧毒,不是理想的冷却剂。本文通过理论分析,提出以铟、铋和锡作冷却剂更为适宜。这种理论分析已被后来的试验证实。 相似文献
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尖锐鼻锥冷却方案是可复用式航天飞行器研究领域一个十分重要的课题。传统发散冷却虽然可以有效降低鼻锥结构温度,但是由于驻点外极高的热流、压力,会出现驻点冷却效果差的问题。迎风凹腔结构是一种针对鼻锥驻点区域的减阻防热方案,尖锐唇口的分流作用可以使附近压力、热流降低。因此,提出一种新型冷却结构——凹腔-发散组合冷却,利用迎风凹腔结构对驻点的强化冷却解决发散冷却中驻点难以冷却的问题。以楔形鼻锥为物理模型,对发散冷却、迎风凹腔结构和凹腔-发散冷却3种冷却结构进行数值模拟,并和无冷却的纯鼻锥结构进行对比。结果表明,与传统发散冷却相比,使用凹腔-发散组合冷却可以使结构温度峰值下降16.8%;与没有冷却的纯鼻锥模型相比,鼻锥头部圆弧段表面平均温度降幅可达64%,证实了这种新型冷却结构的可行性和高效性。 相似文献
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液体火箭发动机推力室的烧蚀冷却是一种新的冷却技术.本文介绍了烧蚀冷却的机理、变推力火箭发动机推力室中换热系数的计算、烧蚀速率和侵蚀速率的计算、室壁中温度的计算以及由于烧蚀冷却所引起的性能损失的计算等,可供设计烧蚀冷却推力室作参考. 相似文献
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液体火箭发动机发汗冷却推力室的结构层板可能出现受热皱损。采用三边简支、一边自由的矩形薄板,应用伽辽金法,提出满足边界条件的试函数,求解了层板的扩散流动区任意温度分布下的非均匀热应力的结构稳定性问题。以温度分布为线性时的热应力为例,分析了典型的层板发汗冷却结构的受热变形,获得了层板发汗缝隙宽度和层板厚度之间的关系,并与均布热应力计算结果进行了对比,得到了避免层板受热皱损的更精确的计算方法。 相似文献
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液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果 总被引:6,自引:3,他引:3
对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系(贴体坐标),并计及了冷却剂(氢)的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明:推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大;固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大;推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度;随着冷却剂流量的增大,推力室壁中的最高温度明显下降;若设计合理,发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的2%左右。 相似文献
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洪长青%张幸红%韩杰才%张贺新 《宇航材料工艺》2005,35(6)
综述了国内外航天热防护用冷却技术的分类、发汗冷却材料研究现状以及发汗冷却技术理论模型的研究进展.比较分析了发汗冷却技术与其他冷却技术的优缺点,并对发汗冷却技术的理论模型作了初步的探讨. 相似文献
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本文综述了目前国外液氧/烃火箭发动机冷却方案的改进措施,并对将来先进的高压液氧/烃发动机冷却技术的发展动向作了分析比较. 相似文献
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前言碳—碳复合材料是一种新型材料,已经逐步应用于再入飞行器鼻锥、火箭发动机喉衬以及飞机的刹车片等,取得了很好的效果。为了进一步提高其性能,以满足更高级产品的要求,也为了保证其应用的可靠性,急需对它的断裂破坏机理和烧蚀机理等进行进一步的研究。近年来国内外很多研 相似文献
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碳-碳复合材料是一种高级宇航材料,由于它具有卓越的烧蚀性能、力学性能和耐磨性能,而且重量轻、比重较小、热物理性能也较好,因此已经广泛地被用作战略核武器的再入防热材料,特别是州际导弹的鼻锥材料、火箭发动机的喷管喉衬材料,以及飞机的刹车片材 相似文献