热防护系统

摘要： 为研究在稀薄气体环境下逆向喷流的有效性,对使用逆向喷流的超声速钝头体在稀薄气体环境中飞行的流场结构及减阻和防热效果进行了计算.首先使用直接模拟蒙特卡罗方法计算全局克努森数为0.01、0.03及0.05时的流场结构,分析不同克努森数时逆向喷流的减阻和防热效果;然后研究了稀薄气体环境下,总压比、气体种类、喷流速度及气体温度等参数对逆向喷流效果的影响.结果表明:随着全局克努森数的增大,马赫盘和剪切层的厚度增加,回流区域减小,使逆向喷流的减阻和防热效果降低;增大总压比能增加逆向喷流的效果,但过大的总压比不仅会导致飞行器的阻力增大,而且会降低飞行器表面热流密度的减小效率,因此应避免使用过大的总压比;改变喷流的其他参数,如喷流气体种类、喷流速度以及喷流气体温度,可以改善逆向喷流在稀薄气体环境中的减阻和防热的效果.

摘要： 目的分析刚性隔热瓦尺寸、瓦间缝隙大小及热环境对典型舱段结构动特性的影响规律。方法以刚性隔热瓦式热防护系统的高超声速飞行器舱段结构为研究对象,建立其动力学模型,分别研究自由-自由边界条件下刚性隔热瓦尺寸及瓦间缝隙大小对舱段结构动特性的影响规律。开展热环境下舱段结构的稳态热传导分析,获得热环境下舱段结构的温度场分布,然后将温度场作为载荷,进行舱段结构自由-自由边界条件下的热模态计算,分析热环境对刚性隔热瓦式热防护舱段结构动特性的影响规律。结果刚性隔热瓦尺寸从150 mm增加至250 mm时,舱段第1阶弯曲模态频率从114.40 Hz提高至114.55 Hz,提高了0.13%。刚性隔热瓦间缝隙大小从0.8 mm增加至1.5 mm时,舱段第1阶弯曲模态频率从114.50 Hz提高至114.77 Hz,提高了0.24%。典型热环境下舱段结构最大热应力为0.0144 MPa,最大热变形为0.206 mm,刚性隔热瓦间缝隙尺寸取0.8 mm时,满足要求。常温和热环境下,舱段结构第1阶弯曲模态频率分别为114.50、114.48 Hz,温度载荷导致舱段结构弯曲模态频率降低0.017%。结论自由-自由边界条件下,在合理的设计范围内,刚性隔热瓦尺寸及刚性隔热瓦间缝隙大小对舱段结构动特性影响均较小。线性温度梯度工况下,温度场引起的热变形和热应力也很小,因此热环境对舱段结构热模态特性的影响亦很小,可以不予过分考虑。

摘要： 随着航空航天技术的不断发展,两者之间的界限更加模糊,空天结合技术成为当今世界的研究热点。组合动力运载器是结合了航空与航天技术特点的飞行器,具有水平起降、可重复使用功能,能够在稠密大气层、临近空间、轨道空间自由往返飞行。组合动力运载器一般以组合动力发动机为动力源,主要分为单级入轨飞行器与两级入轨飞行器,具备廉价、安全、便捷、机动等优势与特点,拥有巨大的发展潜力。

摘要： 对莫来石纤维增强SiO_(2)气凝胶复合材料开展面外方向单轴压缩实验,研究不同极限应变、热暴露温度对压缩回弹行为与变形恢复能力的影响,基于微观结构形貌变化阐释内在机制,对加载和卸载阶段的变形行为建立唯像力学模型。结果表明:莫来石纤维增强SiO_(2)气凝胶复合材料的压缩回弹行为呈现非线性特征,极限应变越大,变形恢复能力越差;高温热暴露预处理会对压缩回弹性能产生影响,热暴露温度越高,变形恢复能力越差,基体颗粒-团簇结构的聚集、大尺寸孔洞的形成和塌陷是主要原因;所建立的唯像力学模型可以用来描述材料在压缩加载-卸载时的应力-应变曲线,拟合结果与实验数据吻合较好。

摘要： 新型高速飞行器的快速发展对热防护系统提出了更高要求,基于气凝胶的防隔热一体化材料对提升热防护系统的防隔热性能和结构效率有重要意义。本文基于防热层材料的不同,分类概述了基于气凝胶的防隔热一体化材料的研究进展、结构形式和性能特点,并简要阐述未来防隔热一体化材料发展需要解决的问题。

摘要： 飞行器热防护系统精细化设计是提高热防护系统性能、降低系统质量的必要途径。通过构建典型形状(球头、平板、锥体)热防护系统概率化模型,研究不同来流环境热流、几何外形参数以及材料热物性参数等输入参数的概率特性分布在热防护系统设计中的传播特性,及其对典型形状热防护性能的影响。提出了不同几何外形的三维物理场快速预测模型遴选方法。讨论系统温度场分布、系统热防护特性对外形不确定参数的敏感性,开展不同外形几何隔热层厚度优化及其可靠性评估,为热防护层精细化研究提供理论支撑。

摘要： 为研究三维随机纤维材料服役环境下的力学性能,提高热防护系统安全服役性能和结构寿命.利用有限元建模软件,建立三维随机纤维材料微结构模型,研究其面内和厚度两个方向的三维随机纤维材料宏观力学性能与几何参数(纤维方向、纤维长度和纤维直径)的关系,获得了三维随机纤维材料厚度和面内宏观力学性能演化规律.结果 表明:三维随机纤维材料内部偏移纤维比重越大,厚度方向压缩强度就越高,面内方向压缩强度就越低;压缩强度随纤维长度增加呈上升趋势,在0.9 mm左右时达到临界值;压缩强度随纤维直径增加呈下降趋势.该研究结果可为三维随机纤维材料制备提供理论基础.

摘要： 通过设计圆弧边缘夹持方案和狗骨形拉伸试样,开展了陶瓷纤维增强SiO2气凝胶复合材料室温环境中的面内拉伸性能试验,采用数字图像相关方法对陶瓷纤维增强SiO2气凝胶复合材料表面的全场变形进行测量和分析,并结合获得的非均匀应变分布情况进一步讨论其力学行为特征和变形断裂机制.结果 表明:纤维增强增韧机制使陶瓷纤维增强SiO2气凝胶复合材料的面内拉伸行为表现出一定的非线性及韧性特征;在一定载荷水平下,陶瓷纤维增强SiO2气凝胶复合材料表面应变分布呈显著的非均匀特征,与内部随机的纤维排布及各处传力情况不同相关,可选择较大计算区域进行平均化处理来减弱对测试中应变度量的影响;在加载和断裂过程中陶瓷纤维增强SiO2气凝胶复合材料表面存在局部应变集中现象,并随着裂纹扩展而发生演变,面内拉伸载荷下的宏观断口呈锯齿状特征,主要由剪应力主导的基体断裂、法向针刺对纤维铺层的约束等原因所致.本文研究结果为隔热复合材料的强韧化性能提高指明了方向.

摘要： 针对全大气层滑翔的高超声速飞行器动特性预示需求,本文提出了考虑防热层以及烧蚀的高超声速飞行器截面刚度计算模型.首先,提出了三层组合的高超声速飞行器截面刚度计算模型,分别为最内层承力金属壳体、中间防热层原始层和最外防热层烧蚀层.其次,根据刚度线性叠加原理,给出了各层以及总的截面刚度参数的计算方法.最后,针对实际使用,给出了高超声速飞行器结构动特性具体的计算分析程序和步骤.

摘要： 为了研究缝合三明治热防护结构应用于高超声速技术领域时的热力性能及内在机制,基于代表性体积单元模型建立了模拟热力联合载荷作用下响应的有限元仿真分析方法,分析了结构内部的温度和应力分布,以及随载荷历程的演化情况.研究结果表明:加热面温度为1073 K时,缝合三明治热防护结构能够有效起到隔热作用;缝线作为"热通道"对隔热性能的削弱影响不明显,但不同组分间的热膨胀不匹配会引起应力集中;面板和夹芯界面处的拉应力以及夹芯内部较高的应力水平可能会导致结构损伤和失效.

摘要： 本文介绍错位散斑、红外成像、太赫兹、激光等无损检测新技术方法在航天热防护系统上的应用情况,重点介绍了这些新检测方法的原理、特点和检测应用情况,分析了这些技术需进一步解决的技术问题和应用前景.

摘要： 随着航天技术的不断发展,充气式再入返回技术成为当前国际上的研究热点.文章建立了充气式再入返回航天器的展开模型,依据克努森数将再入过程分为自由分子流区、过渡流区和连续流区,利用工程算法计算充气式再入热防护系统的阻力系数,通过求解动力学方程可得到高度、速度、马赫数等参数的变化.其次,文章对不同流区的气动热和温度进行了估算,并把计算弹道及热浪方法与文献数值方法进行了对比验证.最后,根据再入过程的外热流和温度条件,参考充气式再入返回试验(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型热防护材料和结构设计,建立了柔性热防护系统结构模型及传热模型,通过ANSYS有限元方法计算出柔性热防护系统各功能层再入过程中的温度响应.文章可为充气式再入返回柔性热防护系统的设计分析提供参考.

摘要： 随着航天技术的不断发展,充气式再入返回技术成为目前研究的热点.文章建立了充气式再入返回系统的模型,用工程算法对再入过程的外热流和温度进行了估算.根据再入过程的外热流和温度条件,参考IRVE典型热防护材料和结构设计,建立了柔性热防护系统结构模型及传热模型,通过ANSYS有限元方法计算出柔性热防护系统各功能层再入过程中的温度响应.文章从功能层材料、功能层铺层顺序及复合功能层三方面,初步分析了对影响柔性热防护系统结构温度响应的因素,文章可为充气式再入返回柔性热防护系统的设计分析提供参考.

摘要： 自从航空的最初期,人们就对高速飞行器结构感兴趣,速度问题就一直与航空界密不可分.本文对超高速飞行器热防护系统材料结构技术和改进专门进行了研究,特别是这些改进为下一世纪高速飞行器的研究提供了重要参考.

摘要： 未来火星进入器的低余量热防护系统设计需要更为准确的气动预测数据支撑,目前的火星大气认识和非平衡流动模型在保证对流热流模拟准确性的基础上,还未能解决气体辐射加热预测不确定性较大的问题,而气体辐射在未来火星进入器的热环境中占据着重要位置.结合目前火星进入气体辐射加热方面的研究进展,在火星进入热化学非平衡流动和对流热流预测、CO2光谱辐射特性计算与验证、进入飞行状态下CO2辐射强度计算与实验和典型火星进入器气体辐射加热预测等方面取得了一定认识,但距离火星进入气体光谱特性精细化计算和验证、以及满足工程需求的气体辐射加热准确预测还存在一定差距.未来将进一步在气体光谱特性、流动辐射耦合求解和进入器后体热环境分析等方面开展深入研究.

摘要： 针对不同类型发动机的工作特点与应用背景,重点从部件与结构、发动机工作过程、整机集成三个层面分析了火箭基组合循环发动机的热环境特点,比较了RBCC与火箭发动机和超燃冲压发动机在热防护系统设计过程中的异同.其次,介绍了RBCC再生冷却技术中,碳氢燃料吸热与裂解特性研究的一些研究成果.提出在组合循环发动机热防护系统设计过程中,应秉承"全面继承,单点突破"的思想,深入开展具有RBCC特性的热防护设计研究.

摘要： 电弧加热器是飞行器热防护系统地面考核试验的首选设备.电弧加热器在运行时,由于其电极工作在高温环境,普遍采用高压水进行冷却,试验中存在着由于电极烧穿漏水导致加热器严重烧损的风险.由于高温气流的恶劣环境,目前尚无有效监测手段.本文建立一套以氧原子(777.19nm)和氢原子Ha(656.28nm)发射谱线作为目标谱线的发射光谱监测系统,通过分析电弧加热器故障条件和正常运行下高温流场中的发射光谱特性,诊断某大功率高焓电弧加热器因烧蚀出现的电极漏水故障,并在考虑温度误差的前提下对该光谱测量系统测量灵敏度进行评估,获得了焓值18MJ/kg、16MJ/kg两次试验状态下的漏水探测极限:分别为1.85g/s～0.94g/s、2.12g/s～0.98g/s.本研究工作验证了发射光谱技术可作为一种准确、可靠、有效的电弧加热器漏水故障诊断手段,大大提高了大功率电弧加热器的运行安全性.

摘要： 充气式再入减速技术是一种新型的航天器再入返回技术,是当前航天领域研究的热点,与传统返回舱降落伞式返回技术相比具有重量轻、体积小、简单可靠、发射成本低等优点,文章对该项技术的国内外发展历程及现状进行了分析,并对开展该项研究工作需要重视的关键技术进行了总结和建议.新型充气式再入减速器是一种充气的弹道式大气再入飞行器，充气式再入减速器利用柔性编织材料外加涂层方式构成气囊，利用气体发生器快速产生高压气体，减速器充气形成气动外形，气动外形可提供升力或阻力，表面耐高温的柔性防热材料提供热防护，充气结构在着陆时能实现缓冲，从而使得航天器安全返回地面。新型充气式再入减速器巧妙地将传统返回吃行器的热防护系统(TPS)、降落伞减速装置和着陆减震、漂浮系统集成为一体，具有效载荷比大、结构简单、重量轻、发射体积小、返回时灵活机动、成本低和耐高温等优点。

摘要： 飞行器的热环境分布是高超声速飞行器热防护系统设计的重要依据,准确掌握飞行器的热环境分布情况,对于飞行器合理选材,优化结构设计至关重要.结构热试验是通过地面模拟试验的方法,研究飞行器结构在热环境和力学环境作用下的承载能力和防隔热性能.本文以飞行器钝头试验样段热试验为例,阐述高超声速飞行器复杂结构热试验的综合应用.

摘要： 热防护设计是新式航空航天武器的关键技术。对于被动热防护系统中的隔热材料，不仅要具有较低的热导率和较高的耐受温度，还应具有较小的密度、工艺性能好，易于加工成形、吸水性和吸湿性小、热稳定性好、耐老化等要求。本文着重阐述了无机纤维隔热材料和气凝胶隔热复合材料的种类、性能及其在超音速导弹上的应用,随着飞行器飞行速度向超音速和高超音速发展，用于超音速飞行上的被动热防护隔热材料经历了由单一材料向复合材料转变的过程，不断开发具有优越耐高温性和较低热导率的隔热材料必将成为今后研究热点，该问题的解决对高速飞行器的实现具有非常重要的意义。

摘要： 本文公开了一种高表面光洁度、热稳定、多层的基于浆料的覆盖系统，该覆盖系统适用于苛刻热环境。本文中公开的实施方式包括：由包含填充有陶瓷颜料的磷酸盐基粘结剂的浆料所形成的底涂层、由包含填充有金属氧化物颜料或陶瓷氧化物颜料的磷酸盐基粘结剂的浆料所形成的第二层、和由基本上无颜料的磷酸盐基粘结剂所形成的任选的密封涂层。

摘要： 本发明提供了一种热端部件的热防护涂层制备装置及方法，其通过在基体表面沉积前躯体纤维的形式来形成热防护涂层。使用该装置、方法所制备的热防护涂层具有热防护性能好、寿命长等特点，且实现成本低。

摘要： 本发明提供了一种动力电池包热失控防护方法及防护系统，本发明的防护方法用于在BMS休眠中执行动力电池包热失控防护，且该防护方法包括热失控初步确定步骤和热失控确定步骤，热失控初步确定步骤中，周期性自动唤醒BMS，并于每次唤醒后采集动力电池包的当前电芯状态数据，且根据采集的当前电芯状态数据，判断所述动力电池包是否发生热失控，热失控确定步骤中采集所述动力电池包的当前状态信号，并根据采集的当前状态信号，判断所述动力电池包是否发生热失控。本发明所述的动力电池包热失控防护方法能够在BMS休眠中对动力电池包的状态进行监测，以此进行热失控预警，而能够对动力电池包乃至整车做到更好的防护。

摘要： 本发明涉及一种热防护组件及热防护系统，其中热防护组件，包括盖板(111)，以及设置于所述盖板(111)上的盖板支承(112)，以及与所述盖板支承(112)相连接的隔热结构(113)；所述盖板(111)为陶瓷基复合材料板，且其远离所述盖板支承(112)的一侧设置有抗氧化涂层。本发明的热防护组件具有可重复使用、结构模块化、质量轻、成本低、易更换的优点，使本发明在高超声速飞行器领域具有广阔的应用前景，满足飞行器同时对于防隔热、轻质、承载和抗冲击性能等方面的严格要求。进一步使本发明的应用范围广适用性更高。

摘要： 本发明公开了一种集成隔热、储热及热反射的电子器件多层热防护系统，主要用于电子器件热防护领域，包括由内至外依次包裹在所述电子器件的隔热层、储热层、热反射层。本发明通过热反射层的作用减少辐射传热，将高温热辐射大部分反射回高温环境中，从而降低热防护系统最外层温度，降低向内的传热温差；通过储热层的作用吸收透过热反射层的高热流，防止大量热量进入内部导致剧烈升温；通过隔热层的作用阻碍热量进入最内部的热防护空间，保护内部温度条件。本热防护系统结构紧凑，稳定性高，根据储热层材料的不同，适用于突发火灾等意外时，暴露在高温环境下的电子器件单次热防护。

摘要： 本发明公开了一种热防护壁板块，涉及热防护技术领域，热防护壁板块包括通道层，通道层内沿通道层纬度方向设置有若干个并联的整流单元，整流单元为由多个沿通道层经度方向设置的经度通道和多个沿通道层纬度方向设置的纬度通道交叉组成的网格状通道，各整流单元内的经度通道和纬度通道的交叉位置相互连通，在各整流单元底部设置有整流单元进水口，在各整流单元顶部设置有整流单元排气口；本发明还公开了一种板状热防护系统，板状热防护系统包括如上所述的热防护壁板块；本发明还公开了一种环状热防护系统，包括环形壁板和如上所述的热防护壁板块，环形壁板由两个热防护壁板块并联组成，能够实现大面积带曲率的壁板块表面温度的均匀性和稳定性。

摘要： 本发明涉及一种热防护组件及热防护系统，其中热防护组件，包括盖板(111)，以及设置于所述盖板(111)上的盖板支承(112)，以及与所述盖板支承(112)相连接的隔热结构(113)；所述盖板(111)为陶瓷基复合材料板，且其远离所述盖板支承(112)的一侧设置有抗氧化涂层。本发明的热防护组件具有可重复使用、结构模块化、质量轻、成本低、易更换的优点，使本发明在高超声速飞行器领域具有广阔的应用前景，满足飞行器同时对于防隔热、轻质、承载和抗冲击性能等方面的严格要求。进一步使本发明的应用范围广适用性更高。

摘要： 本发明涉及运载火箭热防护领域，具体提供了一种火箭底部热防护面板、液体火箭底部热防护系统及方法。火箭底部热防护面板，设于火箭底部，包括：内壁板，位于靠近待防护物的一侧；外壁板，位于靠近高温环境的一侧，内壁板和外壁板之间填充有导热介质，导热介质用于与外壁板换热；和冷却管路，设于内壁板和外壁板之间，且冷却管路外部由导热介质包裹，其内部具有流通的冷却介质，用于与导热介质换热。本发明的热防护结构采用主动冷却，热防护效果相较传统被动式防护更好，且利用高效导热和主动冷却的结合提高换热效率，以较少管路实现热防护结构的高效冷却。

摘要： 本发明公开了一种集成隔热、储热及热反射的电子器件多层热防护系统，主要用于电子器件热防护领域，包括由内至外依次包裹在所述电子器件的隔热层、储热层、热反射层。本发明通过热反射层的作用减少辐射传热，将高温热辐射大部分反射回高温环境中，从而降低热防护系统最外层温度，降低向内的传热温差；通过储热层的作用吸收透过热反射层的高热流，防止大量热量进入内部导致剧烈升温；通过隔热层的作用阻碍热量进入最内部的热防护空间，保护内部温度条件。本热防护系统结构紧凑，稳定性高，根据储热层材料的不同，适用于突发火灾等意外时，暴露在高温环境下的电子器件单次热防护。

摘要： 本实用新型涉及运载火箭热防护领域，具体提供了一种火箭底部热防护面板和液体火箭底部热防护系统。火箭底部热防护面板，设于火箭底部，包括：内壁板，位于靠近待防护物的一侧；外壁板，位于靠近高温环境的一侧，内壁板和外壁板之间填充有导热介质，导热介质用于与外壁板换热；和冷却管路，设于内壁板和外壁板之间，且冷却管路外部由导热介质包裹，其内部具有流通的冷却介质，用于与导热介质换热。本实用新型的热防护结构采用主动冷却，热防护效果相较传统被动式防护更好，且利用高效导热和主动冷却的结合提高换热效率，以较少管路实现热防护结构的高效冷却。