典型海上热发射动力学效应及影响因素分析

考虑海上发射环境特殊性,分析了发射船承受的典型海浪以及风环境,针对陆基发射时运载火箭直接坐落在发射台上的裸箭热发射方式,分析了该支撑形式在海上动态环境下的射前稳定性,获得海上裸箭热发射方式的承受晃动极限。为解决陆基热发射支撑方式不满足三级海况发射稳定性的问题,提出运载火箭的框架式扶稳措施,通过框架内的柔性支撑保证运载火箭的射前稳定性。构建由火箭、等效甲板、导向框架、导轨、柔性支撑、发射台等组成的发射系统动力学仿真模型,开展复杂海况条件下的发射动力学分析,获得了框架式热发射方式在典型海况条件下,不同因素对火箭出框过程飞行姿态、安全间隙等影响规律,可为运载火箭框架式热发射的海上动基座发射动力学安全性评估提供技术支撑,并用于框架式热发射方式的海上动基座环境适应性的综合评价。

发射台可快速修复的热防护方法探究

热防护作为防止发射台承载结构受到火箭发射燃气流烧蚀的区域性防护措施,是保证发射台能够可靠承载火箭的关键环节。近年来,随着以长征二号丙运载火箭为代表的常规液体运载火箭发射频率逐年升高,发射台在火箭发射后的恢复时间也大幅压缩。为此,提出发射台热防护的快速恢复方案,将烧蚀式防热技术与隔热式防热技术相结合,设计模块化的热防护组件以实现快速更换。通过仿真、试验并进行搭载使用,结果表明,新式热防护的修复时间由3天缩短至1天,防护效果良好,可以满足高密度火箭发射的使用需求。

搭载辅助动力系统的二级火箭底部热环境分析

针对某二级运载火箭辅助动力系统发动机空间布局复杂、箭体底部部件数量多、底部热环境恶劣的情况,本文采用数值模拟和风洞试验验证相结合的方式开展高空二级运载火箭在辅助动力系统工作状态下箭体底部热环境研究。基于Navier-Stokes组分输运方程、DOM热辐射模型、RNG k-ε模型建立高空含复杂底部部件的二级运载火箭燃气喷流模型。结果表明:二级运载火箭在辅助动力系统工作时,高热流区域主要集中在燃料箱后短壳和辅助动力系统支座,沉底发动机工作时支座热流峰值最大,比其余部件高300%~400%。60 N、300 N发动机同向工作时,除支座和后短壳外的底部部件的热流达到峰值,比其余工况增长300%~600%。随着飞行高度和速度的增加,各部件热流均呈现下降趋势,但下降幅度较小。本文计算结果对二级运载火箭底部热防护设计有重要的工程指导意义。

火箭燃气射流冲击发射平台的流场和热环境研究

为了深入研究以液体运载火箭动力系统构成发射平台的燃气冲击流场,采用数值模拟的方法对运载火箭起飞阶段的流场和发射平台热环境展开研究。基于三维多组分可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD格式离散,构建了双喷管运载火箭发射阶段的燃气射流模型。结果表明,随着火箭起飞高度的增加,燃气射流膨胀角度逐渐增大,之间相互作用增强,射流对发射平台的冲击呈现出先上升后下降的趋势,0 m处的冲击最小,20 m处的冲击最大。支撑臂表面的峰值温度最高为706 K,比最低工况下大约增加了127%。盖板表面的温度和压强前期随着火箭起飞高度的增加而升高,后期随着起飞高度的增加而降低。该文的研究方法为运载火箭发射平台的安全设计提供了参考。

发射时刻对固体火箭海上热发射的影响研究

为探究海浪激励作用下发射时刻对固体火箭热发射过程的影响,建立了固体火箭海上热发射系统柔性化动力学模型。在考虑六自由度海浪激励的基础上,以船舶横摇运动为参照,选择运动特征点作为发射时刻,对比不同船舶状态下火箭发射过载和发射精度。结果表明,选取船舶横摇运动曲线的零点位置发射火箭时,火箭各方向的离轨姿态相对较小,为安全发射时刻,而波谷位置则相对危险。

海上热发射模式下四喷管运载火箭尾流数值模拟

为解决海上发射支持平台热发射时的设计安全问题,明确海上支持平台在运载火箭热发射过程中受到的超声速热流冲击作用,建立四喷管火箭发动机尾喷射流数值模型,计算距离甲板5 m、10 m和15 m不同情况下的射流温度、压力和速度分布。模拟结果表明,喷管与甲板距离对流场激波结构有重要影响,当距离超过10 m时,火箭尾流压力和温度分布显著下降。模拟结果对后续实施热发射时海上发射支持平台安全设计与导流结构创新具有重要参考价值。

基于k-ω SST模型的海上热发射单喷管运载火箭流场仿真

为解决海上发射装置热发射时结构安全设计问题,明确海上发射装置在热发射过程中受到射流冲击的影响,围绕单喷管火箭发动机尾焰流场特性展开研究,运用计算流体力学方法基于k-ω Shear Stress Transfer(SST)模型对三维单喷管发动机的尾焰流场进行数值模拟,得到发射过程中尾焰流场温度、速度、压力随发射高度的变化规律。模拟结果表明,喷管出口距甲板距离对流场激波结构有重要影响,当距离超过5 d_(e)(d_(e)为喷管出口直径)时火箭尾流温度和速度迅速下降,当距离超过30 d_(e)时射流恢复甲板环境压力。模拟结果可为后续海上发射平台安全设计与导流装置创新提供试验参考和理论依据。

可重复使用试验航天器热控分系统产品保证工作实践

分析了可重复使用试验航天器热控分系统具有的设计约束多,技术难度大;研制周期短,正样研制与鉴定工作重叠开展;分系统外协产品多,管控链条长等研制特点。针对上述特点,总结了项目采取的主要产品保证工作措施,如狠抓技术风险识别与控制,严格过程管控和试验验证,开展发射场质量确认等。上述措施有效保证了试验航天器热控分系统的产品质量,为后续型号研制开展相关产品保证工作提供了借鉴。

金属热防护系统材料与结构研究进展

简要综述了金属热防护系统的国外研究进展,重点介绍了美国高温合金热防护系统材料与结构以及钛合金热防护材料与结构的研究概况,并对国内情况作了一些简介。指出金属热防护系统是下一代重复使用运载器大面积表面热防护的第一方案。

热老化对RDX基含铝压装炸药装药发射安全性的影响

为了探讨热老化对炸药装药过载安全性的影响,在71℃下对某黑索今(RDX)基含铝压装炸药装药高温加速老化39天,采用落锤加载装置对老化前后装药的发射安全性进行了考核,并分析了炸药药柱结构、钝感剂和黏结剂含量、RDX晶体品质对装药发射安全性的影响。结果表明,在相同落锤加载条件下,未老化样品比老化后样品发生燃烧爆炸的可能性更大;老化后炸药药柱结构完整,药柱中黏结剂软化迁移,微小孔隙缩小弥合,药柱表面钝感剂和黏结剂含量由5.90%增加到6.20%;RDX晶体颗粒的拉曼特征峰半峰宽较老化前减小,特别是345 cm^(-1)位置处特征峰半峰宽减少了42.4%。表明老化过程中炸药药柱中钝感剂和黏结剂的软化迁移、微缺陷修复、表面钝化、RDX晶体品质的改善等因素是老化装药发射安全性优于未老化装药的主要原因。

多孔发射药等离子体增强燃速

利用密闭爆发器实验系统进行了等离子体增强4/7高固体发射药燃速特性的实验研究。采用等离子体发生器的电能利用效率来表征密闭爆发器内输入的等离子体能量,拟合了考虑压力梯度影响和电功率增强的固体发射药瞬态燃速公式。根据实验数据得到4/7高固体发射药的电功率燃速增强因子为0.005 MW^(-1)。与Woodley燃速公式相比,瞬态燃速公式与实验压力曲线符合程度更高,能够更精确地描述固体发射药在等离子体作用下的燃烧过程。

重复使用金属热防护系统研究进展

综述了金属热防护系统的国外研究最新进展,重点介绍了国内相关研究和试验的最新情况。指出金属热防护系统仍是下一代重复使用运载器大面积表面热防护系统的优选方案之一。

金属热防护系统的研究进展

简述国外几代金属热防护系统的发展概况,并论述金属热防护结构的组成特点,对金属热防护系统与其他传统热防护系统的优缺点进行比较,指出金属热防护系统必将是各种类型可重复使用航天飞行器大面积防热的最佳选择。

垂直热发射过程弹架耦合作用研究

研究裸弹垂直热发射过程系统的动态响应及其对导弹运动的影响。对车载导弹发射系统进行了简化和等效建模,进行了导弹起飞过程的理论分析,基于动力学和有限元软件建立了系统刚柔耦合多体动力学模型,对发射过程展开了动力学仿真与分析,并进行了多刚体与刚柔耦合两类模型计算结果对比。数值模拟结果表明,导弹起飞过程与发射车的耦合作用明显,系统振动对导弹起飞姿态产生影响,发射车振动衰减特性良好,柔性发射台模型能够较好反映发射过程系统动态响应以及弹架耦合特性。

新型运载火箭射前预冷液氧贮箱热分层的数值研究

针对新型运载火箭液氧贮箱的热分层现象,采用计算流体力学(CFD)技术对液氧贮箱内部的物理场进行数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布规律,并分析了液氧热分层的形成过程及原因.研究表明:回流口截面以上区域的传热以对流方式为主,底部区域则主要是逐层导热;贮箱内部主体区域形成轴向温度分层,底部区域产生径向温度分层,最低温度区域偏移至底部封头右侧;气枕区形成逆时针速度旋涡,液相主体区产生顺时针速度旋涡,贮箱底部由于流场影响产生逆时针速度旋涡.

重复使用运载器陶瓷热防护系统

热防护系统是航天飞行器 ,特别是重复使用运载器的关键技术之一。该系统要求材料具有隔热效果好、重量轻、结构简单、安装和更换容易、寿命长等特点。本文介绍了重复使用航天飞行器的陶瓷热防护系统的材料组成、性能、制备及构件的安装。

美国金属热防护系统研究进展

简述了美国为可重复使用运载器研制的金属热防护系统的研究现状及其发展趋势。详细介绍了金属热防护系统的结构组成及其分析设计和测试。金属热防护系统与传统热防护系统相比 ,防热层和承力结构一体化 ,无需气动外壳 ,可以减轻系统质量 ,防热面板容易安装和拆卸 ,可以大大节省维护时间和成本 ,适合可重复使用运载器降低成本。

火箭发射台用热防护涂层材料的应用研究

目的通过双层涂层材料结构,获得综合性能优良的适用于火箭发射台表面的热防护涂层材料。方法以环氧树脂为底层基体材料,加入不同的助剂,再以有机胶为表层基体材料,加入填料和助剂,制备出一种用于火箭发射台的热防护涂层材料。通过附着力和弹性模量对热防护涂层的力学性能进行研究,通过小型发动机烧蚀试验对热防护涂层的热学性能进行研究。最后,通过将热防护涂层涂覆在火箭发射台上,考察研制的热防护涂层经火箭发射后的实际使用效果。结果经测试,热防护涂层材料的附着力达到5.35 MPa,弹性模量为446.72 MPa。当涂层厚度为15 mm时,金属背面温度最高不超过40℃。热防护涂层材料线烧蚀率的平均值为0.515 mm/s。将所研制的热防护涂层材料在国内某火箭发射台上进行使用,使用结果表明,该热防护涂层材料能够承受火箭发射时尾焰的燃气流冲刷,涂层的脱落面积不超过总涂覆面积的10%。结论所研制的热防护涂层材料可以在火箭发射台上使用,并且使用效果良好,起到了保护火箭发射台的作用。

可重复使用航天器的热防护系统概述

叙述了可重复使用航天器的热防护系统设计原理,介绍了各种航天器防热材料和3种热防护系统;结合国外热防护系统的典型应用,对我国热防护系统的发展提出了几点建议。

重型火箭发射平台热防护方法探究

针对重型火箭发动机推力大,燃气流热流密度大,作用区域大的特点,通过仿真获得热防护的设计需求,据此提出多种热防护方法,并通过缩比发动机烧蚀试验与实际发射搭载试验进行对比。研究结果表明,合理设计热防护方法可以将发射平台表面温度降低至几十度,实现对发射平台的有效防护。