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1、2018,航天器进入与返回技术(下),汇报人：杨学,目录,CONTENTS,1,航天器进入与返回的概念,什么是航天器的进入与返回？,航天器进入技术是使航天器按预定要求进入行星大气层并在行星表面软着陆的技术。,航天器进入技术是使航天器按预定要求进入地球大气层并在行星表面软着陆的技术。,航空活动的目的,人类的航天活动, 总的说来可以分为两大类。第一类是探索和了解外层空间的活动; 另一类是开发和利用空间资源的活动,玉兔号,神州七号飞船,航天器进入与返回的问题,航天器进入与返回时要解决的主要问题？,1、返回舱进入大气层时温度过高 2、着陆时的速度过快 3、载人航天的救生问题,航天器进入与返回的防热结构
2、设计,飞船返回时与大气层的剧烈摩擦会产生几千度的高温,因此必须有先进的防热措施,否则钢筋铁骨也要化成灰烬.返回舱在再入大气层时,要使其用特制防热材料做的舱底保持向前,从而保证它在与空气剧烈摩擦所产生的高温高压下,舱内温度正常.,航天器进入与返回的着陆与回收技术：包括着陆减速和标位信号两部分。,航天器着陆,航天器进入与返回的着陆与回收技术,航天器回收,载人航天救生技术,所谓载人航天器救生系统，救是在载人航天器的安全得不到保证的应急情况下，为拯救航天员生命而设计的一系列的救生设备和救生方案。因此，应满足飞行各阶段（发射、上升、轨道飞行、下降和着陆）的安全救生要求。,航天器进入与返回的发展,双子座号
3、飞船弹射救生程序,美国航天飞机的应急处理模式,2,航天器的返回过程,返回,轨道舱与返回舱分离,制动点火,推进舱与返回舱分离,进入稠密大气层,发出无线电信号,拉出减速伞和主伞,着陆,返回舱与轨道舱进行调姿,返回舱进行第二次调姿,防热结构设计的种类,防热结构设计,吸热式防热结构设计,烧蚀防热结构设计,辐射式防热结构设计,吸热式防热结构设计,防热结构设计,吸热式防热结构设计,烧蚀防热结构设计,辐射式防热结构设计,吸热式防热结构设计,吸热式防热结构防热机理： 吸热式防热是利用热容大的材料制成的防热层，能吸收大部分气动加热，使传入结构内部的热量小到使结构及内部仪器设备与舱内气体的温升低于允许值,吸热式防
4、热结构设计,吸热式防热结构的特点：1、表面温度不是很高，辐射散热项可以忽略不计 2、防热材料为良导体，全部防热材料立即参与吸热，表面吸收的热量能很快传到整个防热层厚度。 3、只在加热时间短、热流密度不太高的情况下使用，否则防热层太过笨重,吸热式防热结构设计,吸热式防热结构的特点： 4、防热层材料必须采用比热容大和热导率高的材料，才可减轻防热层质量 5、防热层材料熔点必须要高，但是受到氧化破坏的限制，使用温度不高，约600700 6、防热层表面形状和物理状况不变化，所以可用于要求气动外形不变的航天器，或者防热层可重复使用的航天器。,吸热材料选用的原则： 1、热容大 2、热导率高 3、高熔点,吸热
5、式防热结构设计,吸热式防热结构设计,部分吸热材料性能,吸热式防热结构设计,应用实例： 吸热式防热结构的防热效率不高，但简单易行，被早期的导弹和飞船采用。如美国的双子星座号宇宙飞船的交会与回收/再入控制舱锥段的防热结构,辐射式防热结构,辐射式防热结构机理： 从防热层表面传入防热层板料的净热流密度 , = 1 4, :表面热力学温度为零时传入的热流密度,：防热层表面辐射系数, , ：在表面壁温下和气体恢复温度下的气体焓值,：斯忒藩-玻尔兹曼常数,：表面壁温,辐射式防热结构的特点,辐射式防热结构的特点： 1、与高温气体接触的外蒙皮，主要功能是辐射散热 2、辐射防热结构虽然受热流密度限制，但不受气动加
6、热时间的限制，加热时间越长，总加热量越大，防热效率越高。 3、辐射式防热结构的外形不变，可以满足重复使用和有气动外形要求的飞行器。,辐射式防热结构,材料的选择 1、蒙皮材料 外蒙皮材料的选择取决于最大工作温度，而最大工作温度取决于最大热流密度。 在500以下，辐射散热作用不明显，极少采用； 500以上，钛合金； 500 900 ，以铁镍钴为基的高温合金； 1000 1650 ，经抗氧化处理的难熔金属； 1650 以上，陶瓷或C/C、C/SiC复合材料,辐射式防热结构,辐射式防热应用实例 双子座号飞船 美国双子座号飞船座舱壁是一次性使用辐射防热结构的典型代表。 防热蒙皮采用Rene41镍基高温合
7、金（工作温度约900）； 内部承力的舱体为钛合金桁条加筋结构； 外层间采用Thermoflex纤维隔热材料； 桁条与蒙皮间用颗粒和纤维混合型的超级隔热材料； 在螺钉连接的蒙皮搭接处，留有伸缩间隙，以便外蒙皮在加热后可以自由伸缩。,烧蚀式防热结构,烧蚀式防热是目前应用最广泛的一种防热方法，其原理是利用材料的相变吸热和质量交换来达到防热的目的。下面以常见的炭化烧蚀材料为例，全过程大概如下：,烧蚀式防热结构,1、当烧蚀防热层表面加热后，烧蚀材料表面温度升高，在温升过程中依靠材料本身的热容吸收一部分热量，同时向内部结构通过固体传导方式导入一部分热量； 2、只要表面温度低于1，上述状态便持续下去，整个结
8、构类似吸热式防热结构； 3随着加热继续进行，表面温度升高到1，材料开始热解，然后材料大于2，材料开始炭化； 4、烧蚀材料分成3个分区：炭化层、热解层和原始材料层,烧蚀式防热结构,烧蚀过程中，各层内发生的物理化学变化现象及热效应如下： 1、原始材料层 温度低于1，材料无热解，无化学及物理状态变化； 材料内部两个传热效应，即材料本身的热容吸热和向材料内部的导热。,烧蚀式防热结构,2、热解层 内边界温度为1 ，外边界温度为2，层内的主要现象是材料的热解； 层内进行着3种热现象： 材料热解的吸热； 热解产生的固体的气体产物温度升高时的吸热； 固体向内部的导热。,烧蚀式防热结构,2、炭化层 温度均大于
9、1 ，不在发生材料的热解，碳化层是由热解的固体产物积聚而成； 热解生成的气体通过疏松的碳化层流向表面，碳化层发生高温化学反应； 该层有3种热现象： 炭层及热解气体升温时的吸热； 炭层向外的热传导； 可能发生的炭层高温氧化,烧蚀式防热结构,应用实例 表层为酚醛玻璃蜂窝格内充填石英纤维加环氧酚醛的低密度烧蚀材料，厚68.6mm； 第二层为不锈钢焊接结构，厚50.8mm 第三层为低密度纤维隔热层，厚20.3mm； 内层为铝蜂窝结构，厚38.1mm,3,回收系统的组成,回收属航天器返回过程的最后阶段着陆阶段，回收系统是弹道式和半弹道式返回型航天器的必不可少的重要组成部分。,返回,轨道舱与返回舱分离,制
10、动点火,推进舱与返回舱分离,进入稠密大气层,发出无线电信号,拉出减速伞和主伞,着陆,返回舱与轨道舱进行调姿,返回舱进行第二次调姿,拉出减速伞和主伞,回收系统的组成,回收系统,着陆系统,标位装置,漂浮装置,扶正装置,减速装置,执行机构,控制装置,着陆缓冲机构,减速装置,减速装置是回收系统的核心，在实际工程中实现的只有降落伞系统一种。降落伞是用织物制成的，质地柔软，可以折叠成体积不大的伞包。,减速装置,降落伞降落过程,降落伞系统一般由引导伞、减速伞、主伞和伞包等组成。,着陆缓冲装置,着陆缓冲装置,可压缩能量吸收器,缓冲气囊,机械式缓冲装置,着陆火箭,着陆缓冲装置,着陆缓冲装置,缓冲气囊在地面折叠成
11、较小体积，安装在返回舱底部防热罩内。在返回舱主伞下降过程中，释放缓冲气囊，让空气充满，着陆时气囊收到压缩，气囊内空气从排气孔或排气阀门排出，从而吸收返回舱着陆冲击能量，达到缓冲目的。,着陆缓冲装置,着陆火箭,当返回舱乘主伞下降到距地面某个高度时，着陆火箭给与返回舱一个向上的冲量，从而使返回舱在着陆瞬时的速度减小到相当小的数值。,标位装置,标位装置的任务在于在返回器下降过程和着陆后，给出返回器的位置信息，使回收区人员尽早发现目标，及时开展回收作业。最主要的回收标位装置有以下几种： 1、甚高频无线电信标机和地面机载定向罗盘相配合； 2、雷达应答器和底面雷达相配合； 3 、中波信标机和底面携带式定向
12、仪配合； 4、海水染色剂； 5、闪光标位器； 6、发烟罐和发烟筒,4,载人航天,载人航天是人类驾驶和乘坐载人航天器在太空中从事各种探测、研究、试验、生产和军事应用的往返飞行活动。其目的在于突破地球大气的屏障和克服地球引力，把人类的活动范围从陆地、海洋和大气层扩展到太空，更广泛和更深入地认识整个宇宙，并充分利用太空和载人航天器的特殊环境进行各种研究和试验活动，开发太空极其丰富的资源。目前仅美、中、俄三国拥有自主载人航天能力。,中国载人航天的发展,中国载人航天的发展,中国载人航天的发展,中国载人航天的发展,载人航天器救生系统,所谓载人航天器救生系统，救是在载人航天器的安全得不到保证的应急情况下，为
13、拯救航天员生命而设计的一系列的救生设备和救生方案。因此，应满足飞行各阶段（发射、上升、轨道飞行、下降和着陆）的安全救生要求,发射段救生系统,载人航天器在发射台上准备发射和检查试验时，可能出现要求航天员紧急撤离航天器、离开现场的情况。发射台上应急救生一般采用滑索-吊篮系统和发射勤务塔升降机系统。,发射上升段救生系统,发射上升段救生系统主要包括逃逸发动机系统和弹射座椅救生方案。,着陆冲击段救生系统,载人航天器在完成任务返回地面或应急救生返回地面都存在着陆冲击的问题。为应对这一问题主要有着陆冲击救生系统和寻找、生存、救护系统两部分组成。 着陆冲击救生系统包括改进降落伞系统，增加着陆缓冲火箭以减小着陆
14、速度，座椅上增设吸能杆保证人-椅系统的稳定性 寻找、生存、救护系统包括救生物资、水上溅落的保护措施、降落到荒无人烟的沙漠地区时，除了像水上着陆一样需携带联络工具、生活用品、急救包外，特别要注意备有一定量的淡水饮料、止渴片、防晒防裂油膏、有色风镜等物品。,轨道上的救生系统,轨道上的救生系统包括地面发射的营救飞行器、轨道营救飞行器、再入救生系统。,5,热分析软件,NX TMG是Siemens PLM Software公司的航天器热工程师开发的一个综合性的热建模与分析系统, 主要功能包含完整CAE建模, 有限单元网格划分, 高级热分析与轨道热分析等项目, 经由简单且直觉的的方式, 可以精确的定义出轨
15、道热分析所需要的参数, 包含轨道模型, 卫星姿态, 太阳辐射等航天热分析专业功能,热分析软件,NX TMG 所能进行之热分析项目主要如下: 可求解稳态与暂态热传 可同时偶合传导, 对流与辐射分析 可将不连续网格进行热耦合 可以暂态控制热源变化 自动求解热流耦合现象 支持线性或非线性材料参数 支持线性或非线性边界条件 加热器自动控制 可设定进阶光学性质 蒙地卡罗法计算辐射热传 轨道热分析模型建构 可进行太阳辐射分析,热分析软件,SINDA/G是功能很强的热分析求解器，可以快速求解大型复杂的非线性问题包括与温度相关的热性质，辐射和各向异性材料性质，SINDA/G还与许多主要的热辐射软件如THERM
16、ICA, NEVADA, TRASYS, TSS具备专业接口，NAI的新的辐射求解器SINDARad能够计算人造卫星临界轨道热效应，并进一步进行热应力的预测。除此之外，SINDA/G还可与已存在的热模型环境无缝集成，十分方便地利用SINDA/G的高级热分析能力自动地对给定系统有限元模型和热问题进行同步分析。,热分析软件,SINDA/G的主要技术特点：采用有限差分法、集总参数法和热阻热容网络法33种求解器，其中12种稳态算法，21种瞬态算法24种可任意调用的输出程序和91种阵列、矩阵和插值程序完善的稀疏矩阵求解，比常规算法快1000多倍节点连接和断开控制能力模拟单相热泵和半导体制冷特性建立传导、对流和辐射耦合热模型建立包含复杂相变过程的模型，如材料的融化和升华等材料物性、功率和边界条件可为时间或温度的函数输入功率可以进行恒温控制并可带有滞后效应模拟各种热管和控温仪的控制过程温度、热源和热流的各种输出方式与辐射热分析软件的完美接口可用表格或曲线的形式描述随时间或温度变化的参数,
