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。     

阵列天线波束对透波罩功率传输系数[JZ]的影响分析

为了分析相控阵天线波束展宽后对透波罩透波性能的影响,采用介质平板作为研究对象,分别针对机械扫描天线和平面相控阵天线开展透过介质平板的远场方向图仿真,获取两种天线下介质平板的功率传输系数,分析天线扫描角、波束入射角对功率传输系数的影响。结果表明,天线在一定波束宽度下,机械扫描天线平板功率传输系数与波束宽度无关,平面相控阵天线平板功率传输系数在小入射角下与波束宽度关系不大,在大入射角下,功率传输系数随着入射角的增大而迅速降低,且无法通过优化厚度改善。     

流线追踪内转式低音爆进气道的设计方法及流动特征

摘 要：为了降低内转式进气道的音爆强度,设计了一种具有曲内收缩前体和零度唇罩角的内转式低音爆进气道,采用数值仿真方法初步研究其在不同工况下的流场结构和流动特征。结果表明：由于零度唇罩角,低音爆进气道的唇罩激波微弱,对唇罩外侧的流场影响较小,因此内转式低音爆进气道的音爆显著低于常规内转式进气道,其中在设计马赫数通流状态下相比下降约94.18%;由于内唇罩面向内偏折,导致唇口反射激波强度增加,总压损失增加,内转式低音爆进气道总压恢复系数略低于常规内转式进气道;内转式低音爆进气道的音爆除了与唇罩角有关,也与其飞行工况有关,飞行攻角越大、来流马赫数(Ma∞＜Mad)越小,音爆越大;其中,在α=0°时,其音爆比α=6°下减小约86.69%;在Ma2.2时,其音爆比Ma1.85下减小约91.93%。     

高速稀薄流域防热减阻概念构型气动性能

为探究高速稀薄流流域凹腔槽道的气动特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm以及基准高度为20 mm的唇口钝化半径为2～20 mm的凹腔槽道构型,获得了不同算例的气动热系数和气动力系数的变化情况,分析了不同槽道高度以及不同唇口钝化半径的凹腔槽道构型对...     

带冷罩的自旋弹头在液氮消耗时的姿态模型

研究了带液氮冷屏蔽罩(冷罩)的自旋弹头在自由飞行段中,冷罩多孔介质层内液氮不断消耗时弹头姿态的变化规律.针对工程上无法利用数值计算直接研究多孔介质中液氮消耗对弹头姿态运动影响的问题,以均相模型分析多孔介质层内气液混合物的运动规律,建立了均相介质在离心力作用下的渗流运动方程.对此方程进行无量纲化,分析了均相介质的运动规律,得到了变质量弹头的姿态动力学模型.通过分析与仿真发现,自旋角速度随冷罩内液氮消耗而不断增大,非自旋方向角速度不为零时,其运动频率不断增大,且会产生运动阻尼,但频率变化很小,运动阻尼量级也极小,工程中可忽略冷罩中液氮消耗对非自旋方向的影响.     

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。     

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。     

航天器结构用材料应用现状与未来需求

航天器结构是所有航天器的重要组成部分和基础,影响航天器结构性能的最主要的因素是结构用材料。文章着重对航天器结构中广泛使用的复合材料、金属材料、防热材料的应用现状进行了分析,同时提出了未来发展需求。     

二元低音爆超声速进气道的流动特性研究

为了揭示低音爆进气道的特殊流动机理,设计了一种新型二元低音爆超声速进气道,其具有零度角唇罩和发散等熵压缩前体这两个典型特征,并通过仿真手段获得了其在典型状态下的流场结构和工作特性。结果表明:由于唇罩内侧倾角过大,在低来流马赫数下(Ma∞=1.8,2.0),低音爆进气道在口部产生了唇罩弯曲激波及相应的局部亚声速区,这一流动结构的存在使其在临界状态下的总压恢复系数与外压式进气道相比分别降低了2.3%和5.5%;而在高来流马赫数下(Ma∞=2.5),唇罩激波在肩部下游诱导出一个大的分离包,该分离包使得低音爆进气道的性能随下游堵塞度的变化变得敏感。由于本文设计的低音爆进气道外唇罩角为0°,其音爆水平与外压式进气道相比显著降低,其中其音爆在设计马赫数的通流状态下减小了98.6%。此外,进气道的音爆还与其工作状态相关,进气道的溢流程度越大、超声速来流的马赫数越低,音爆水平则越高。     

新型耐烧蚀防热涂层在飞行器局部防热中的应用北大核心CSCD

本文针对一种新型耐烧蚀防热涂层在飞行器翼面局部防热中的应用进行研究。通过有限元分析方法对局部温度场及热应力变形情况的影响进行研究;同时对该新型防热涂层的抗剪切性能进行试验考核及微观形貌分析。研究表明:防热涂层的使用能够使飞行器翼面局部部位温度降低,减小材料变形,有效提高了材料的使用强度。通过发动机烧蚀试验考核,0.5 mm防热涂层的应用,能够在试样表面温度达到1006℃的情况下,背面温度降到147℃,烧蚀后表面形貌良好。该项研究为该防热涂层在飞行器局部防热的使用提供了参考。