高超声速飞行器防热瓦结构的变厚度轻量化设计方法

针对非均匀气动加热条件下三维复杂防热瓦结构的轻量化需求,基于变厚度设计理念,发展了一种基于网格变形技术（ASD）和热固耦合分析相结合的防热瓦结构优化方法。优化结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,避免了网格重新划分的耗费及复杂结构网格重构的困难,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线;相比等厚设计,变厚度设计可以有效考虑载荷的非均匀效应,并极大地减轻结构重量;优化后可以更充分发挥防热瓦结构各层材料的承载能力。     

航天飞机防热系统材料进展

一、防热系统材料方案选择 载人航天器防热系统设计与材料问题是公认的实现载人航天的一个关键技术问题。世界各国很重视载人航天器的防热系统材料研究。特别是航天飞机要求多次重复使用(美国和前苏联是设计使用100次),而且是载人飞行,因此要求安全可靠的、耐高温的、轻质的热防护材料。 1973年美国在进行航天飞机轨道器设计时,决定采用防热和结构分开的设计方案,即除鼻锥帽和机翼前缘采用热结构外,机身、机翼的其他部位采用冷结构加防热层的方案。如蒙皮结构采用常规航空铝合金来承载,它的外面采用轻质陶瓷瓦起防热隔     

热防护系统分区协调耦合推进方法

提出一种适用于热防护系统(TPS)热控性能研究的分区协调耦合推进方法,其中采用有限体积法(FVM)进行气动热分析,FVM空间离散采用NND格式,而结构传热采用有限元法(FEM)进行分析,且在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析,2 s时刻驻点处温度计算值与试验值相对误差为4.95%。研究了空天飞行器头锥TPS的热控性能,非耦合方法获得的防热瓦和应变隔离垫(SIP)最高温度分别比耦合结果高114.4 K和32.6 K,这是由于非耦合方法未考虑壁面温度升高对气动热的反馈作用,而耦合方法充分考虑了此影响。采用高热辐射率的涂层、低导热系数和较厚的防热瓦能有效提高热防护系统的隔热性能和降低主动冷却系统的功率和重量,而防热瓦最高温度对其导热系数和厚度不敏感。     

高空发动机燃料主管路防热罩设计优化

针对火箭飞行工作中高空发动机燃料主管路系统防热罩存在热防护能力不足的问题,开展了高空羽流条件下的仿真计算和分析,依据温度计算值确定了防热罩紧固件在高温下抗拉伸强度低,在较高拧紧力矩条件下存在锌、镉脆断裂的薄弱环节,从而导致防热罩脱落。防热罩脱落后其内充填的隔热包覆材料被羽流吹落,燃料主汽蚀管连接法兰直接暴露在高温羽流环境中,高温导致法兰连接及密封失效从而产生燃料泄漏。针对防热罩热防护设计中存在的薄弱环节完成了设计改进,采用头锥形防热罩、高温合金材料的紧固件和多层耐高温隔热材料捆扎包覆等设计改进方案后,经过了高温、振动、地面发动机热试车和飞行试验验证,未出现前述故障。     

冰晶云有可能危及航天飞机的再入安全

航天飞机再入大气层时,由光亮的冰晶体组成的异常高空云有可能严重危及到航天飞机的防热瓦和飞行控制。NASA正在研究这一问题。 约翰逊航天中心进行的初步模拟表明,如果轨道器在超音速降落阶段飞入这些冰晶云的话,就会出现很大的导航误差,轨道器的俯仰和滚动量可能会增大到危险的程度。     

涂层厚度分布的分析,判别方法

某型号导弹的防热结构设计是通过在舱段壳体表面喷涂烧蚀防热涂层来实现的，防热涂层厚度的测量值只能是单个单个点的厚度测量值。舱段壳体表面有无穷多个点，仅用几个测量点的厚度值来判断、描述速过壳体表面涂层的厚度情况是远远不够的。本文对该型号导弹舱段壳体表面防热涂层喷涂「完毕后，涂层厚度值在什么范围之内，其置信度如何，是否超差等情况，用一种概率统计的方法进行了分析、判断。本文可以作为检验涂层厚度、判别涂层厚     

航天飞机热结构的辩证反思

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。     

弹道导弹防热——隐身一体化结构分析

针对弹道导弹的防热结构、隐身结构的特点，根据结构的防热机理和电磁波在结构中的传输特性，对导弹防热、隐身一体化结构的防热性能、隐身性能进行了分析。同时，对一个典型的结构实例进行了分析、计算，并与测试结果进行了比较。最后简要概述了弹道导弹防热、隐身一体化结构的发展方向。     

航天器防护瓦脱落力学分析

以固体力学为基础研究了航天器中热防护瓦的脱落问题。通过考查防护瓦与机体间粘接面上剥离应力的存在,建立了新的力学模型,满足了粘结面上剪切应力的边界条件,克服了传统剪滞理论的缺点,并对航天器防护瓦的脱落做出了合理解释。进一步并分析了防护瓦长度、厚度及材料对剥离应力的影响,进而为防护瓦的设计提供力学参考建议。     

神舟飞船防热结构的研制

从结构方案、材料选择、地面试验等方面对神舟飞船防热结构的研制和某些特点进行了阐述。介绍了防热结构的飞行结果，特别是舷窗、舱盖、天线、姿控发动机等部位的烧蚀情况，证实了飞船的局部防热是十分成功的。     

新型外防热涂料405—21C喷涂工艺

外防热涂料是导弹及航天器正常飞行和仪器仪表正常工作的必要保证。４０５－２１Ｃ涂料是一种新型的高固分外防热涂料。本文着重介绍通过大量实验摸索出来的涂料喷涂工艺。该工艺在某型号研制、定型过程中运用，均满足设计要求。     

利用热源温度场迭加法诊断持续点热源的强度及位置

可重复使用运载器的防热瓦故障会使航天器的局部结构产牛热源，并在结构中形成温度场。应用热源温度场迭加法的解函数，解得结构温度历程，然后据此温度的变化率趋势判断出热源位置，在此基础上依据多点测最值构造出辨识参数用于热强度识别，通过对一薄壁结构模型算例的计算仿真，证明了本文所提方法的有效性。论文工作为进一步开展热源诊断技术研究，提供了可资工程实践应用的数值算法体系以及有益的数值计算结论。     

苏联准备出售“Bor”的试飞结果

苏联准备出售“Bor”试验性飞行器在进行高超音速飞行试验中取得的全部结果。Bor是一种高超音速滑翔机,相当于一架缩小了的航天飞机。苏联曾经在80年代用它来试验暴风雪号航天飞机的气动力状态和防热瓦的耐热性能。 苏联曾一直秘密地开展Bor的飞行试验。该飞行器在印度洋回收时曾被澳大利亚空军拍摄到照片。但此后,外界没有得到过任何有关Bor的细节。1990年秋天在莫斯科举行的航空航天博     

苏联航天飞机将与和平号对接

《航空周刊》1990年12月10日报道: 苏联航天飞机计划于1991年末进行下一次飞行。届时航天飞机将与和平号空间站进行不载人自动对接,之后还将单独与联盟号运输飞船会合以检验空间救援技术。 这架航天飞机目前正在拜克努尔发射场进行最后阶段的组装和测试。37000～38000块防热瓦中的大部分及起落架和其它主要部件已安装完毕。 航天飞机与和平号空间站自动对接后将停留两天;其间,和平号上的宇航员将登上航天飞机并对各个系统进行测试。     

热防护材料烧蚀性能测试方法研究

高超声速导弹在大气层中飞行时气动加热严重,防热系统必不可少,而烧蚀型防热是目前应用最广泛的一种防热形式。现阶段利用风洞烧蚀法考核防热材料最为有效,但成本高昂、周期较长,不宜用作材料筛选阶段的考核手段。结合静态高温炉烧蚀法和等离子热流烧蚀法,设计出一种简便易行、热流条件易于调整的热防护材料烧蚀性能测试方法,并利用该方法开展了对几种热防护材料烧蚀性能的考核。实验结果表明,该方法能够模拟热防护材料在服役环境下的冲蚀行为,利用该方法可初步进行热防护材料的配方筛选和防热性能研究。     

星际航天服新型防热材料研究

本研究的对象是柔性纤维骨架的气凝胶复合材料，研究目的是开发未来月球火星航天服的防热材料。在高、低真空状态下，骨架纤维硅气凝胶复合材料（FSACF）的高柔性和良好的防热属性使之成为未来航天服最有可能使用的候选防热材料。本文首先介绍了保持热性能的情况下这些气凝胶复合材料的耐久性（机械循环测试）研究。研究显示，在25万次机械弯曲循环测试之后，其中一些气凝胶材料保持了大部分防热性能。本文也调查了将这些柔性气凝胶复合材料整合入目前航天服部件中的问题。对不同类型气凝胶航天服部件方案进行热传导性评估，以确定在月球和火星环境下，可能具有最佳总热性能的防热敷层概念。还讨论了应用这些气凝胶材料，减轻硅材料受灰尘污染问题的潜在解决方案。     

使神号航天飞机的防热系统

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。     

统一热管理的疏导式防热系统概念研究

对各种防热、热控机理基本规律进行了梳理和研究,认为要进一步提高系统性能,需要进行结构、防热、热控一体化设计。基于这种设计思想,提出了一种将航天器防热、热控和结构相结合的“统一热管理的疏导式防热系统”,在传统防热机制的基础上,加入原先主要用于热控的各种热传输机制,进行防热、热控和结构等子系统间热的统一管理。应用这种系统,可提高防热效果,减轻飞行器的结构重量,减轻高热流区材料与结构的耐温负担,有可能实现长时间、超高速大气层机动飞行器的前缘尖化,还可使整个防热层趋于等温,易于热控处理,减小结构热应力。文章还分析了疏导式防热系统的应用前景,并针对几种典型的航天器（尖鼻锥和尖翼前缘的高超声速巡航飞行器、返回式航天器和载人飞船）提出若干适用的疏导式防热系统的方案设想。     

航天飞行器热防护系统的一体化设计

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。     

载人飞船舷窗防热与密封结构的设计与试验

讨论了研制中国载人飞船舷窗防热和密封结构的几个技术难题:1)保证舷窗在返回的高温环境中防热与密封可靠;2)保证窗玻璃材料与周围防热材料烧蚀同步,避免出现局部干扰热流;3)进行多种异质材料,包括透明材料组成的复杂结构温度场的分析计算;4)通过地面模拟试验准确地预测实际飞行条件下舷窗的防热与密封性能。文章阐述了解决这些难点的主要方法和结果。神舟一号至神舟六号的飞行成功表明,舷窗结构的防热和密封性能良好,同时,也给舷窗防热与密封设计技术做了多次飞行验证。