摘要：隔热瓦是可重复使用飞行器热防护结构的重要组成部分,其在低速撞击下极易受损。文章针对“隔热瓦−应变隔离垫−冷结构金属板”这一典型热防护结构,试验研究其在落球(直径50 mm)低速(≤10 m/s)撞击下的损伤特性。试验结果表明,隔热瓦组件在受到撞击后,仅在受撞击区域形成一直径为16.5 mm、深度为1.79 mm的圆形凹坑,未观察到受撞击区域以外的裂纹、变形等损伤。随后建立隔热瓦组件撞击有限元仿真模型并根据试验结果对其进行修正。对比仿真结果与试验结果:撞击坑的直径和深度以及涂层脱落区域直径的仿真误差均在12%以内。该研究结果可为可重复使用飞行器热防护结构的设计、制造和维护提供参考。

摘要：为了对比不同形状隔热瓦缝隙参数的差异,采用PYTHON语言在1000 mm×1000 mm的平板上分别布置正方形和正六边形隔热瓦阵列进行参数化建模,并利用ISIGHT软件集成ABAQUS对隔热瓦的缝隙宽度进行优化设计,得到不同边长情况下正方形和正六边形隔热瓦的缝隙参数,并进行对比分析。结果表明:隔热瓦形状相同时,隔热瓦边长越长,所需缝隙越宽;单块隔热瓦面积相同时,六边形隔热瓦比正方形隔热瓦所需缝隙面积更小,在覆盖面积方面更有优势,更有利于隔热瓦表面的气动性能。

摘要：为了研究高超声速飞行器表面缝隙或凹槽对飞行器表面热环境以及飞行器热防护系统的设计产生的影响,构建了耦合固体场传热的气动热数值模拟方法,对二维矩形缝隙和三维正、逆“T”形缝隙开展了等温壁完全气体、耦合固体场传热壁温分布完全气体数值模拟研究。结果表明:二维和三维缝隙后侧立面上拐角处受到的气动加热作用最明显。正、逆“T”形缝隙的横竖交叉点侧面位置都存在热流峰值。正“T”形交叉点缝隙后侧立面由于直接受到气流冲击,其产生一个值为26.18 W/cm^(2)的最高的气动热峰值。逆“T”形交叉点缝隙前立面由于缝隙内涡结构的冲击作用,产生一个值为6.125 W/cm^(2)局部热流峰值。考虑耦合固体温度场影响后,气动加热使壁温升高,流场中的高温气体对固体场热传导作用降低,缝隙内部、缝隙侧立面和缝隙上表面热流总体下降25%左右,后侧立面上拐点气动热峰值下降程度最高达32.04%。

摘要：以硼硅玻璃作为基料,MoSi2作为发射剂,SiB6作为助烧剂,采用料浆烧结法在刚性陶瓷隔热瓦上制备高发射、耐烧蚀涂层。设计三种玻璃成分,通过XRD、SEM、发射率测试仪、氧乙炔火焰烧蚀等表征手段,研究不同成分玻璃的抗析晶性能,以及玻璃成分对涂层物相、形貌、发射率、抗氧化性能、抗热震性和抗烧蚀性能的影响。结果表明:随着玻璃中氧化硼含量从10wt%增加到20wt%,玻璃的抗析晶性能提升,制备的涂层更平整。玻璃中氧化硼含量为15wt%时,制备的涂层抗热震、抗氧化以及抗烧蚀性能最好。涂层3~5μm波段发射率在0.9以上。

摘要：航天飞机及高超飞行器热防护材料是关系航天飞机及高超飞行器安全的关键之一。刚性高效隔热材料具有耐高温和稳定性好等优点,成为航天飞机和高超声速飞行器高温区和大面积区域所用的重要的热防护结构材料。本文回顾了刚性高效隔热材料在高超声速飞行器热防护系统中的应用,综述美国刚性隔热材料技术研究进展与应用现状,介绍了刚性隔热材料在美国航天飞机及飞行器中的应用,特别是新型的防热-隔热一体化陶瓷瓦的应用。此外,概括了国内刚性隔热材料的研究情况,最后展望了应用于高超声速飞行器中的隔热材料未来发展。

摘要：据报道，在航天飞机恢复飞行之前，NASA正在研究对航天飞机硬件和操作安全进行的5项改进。这次改进主要包括以下方面：a)重新设计附着在航天飞机外部燃料贮箱上的泡沫隔热瓦；b)在轨调查整航天飞防热系统；c)改进航天飞机在发射时的地面拍摄和雷达探测范围；d)在航天飞机上安装多台摄像机，以便补充拍摄发射图片；e)研究改进航天飞机返回时的轨道，尽可能使机翼前缘和隔热瓦的加热温度最低。