再入防熱（reentry thermal protection）是2005年公布的航天科學技術名詞。
基本介紹
- 中文名：再入防熱
- 外文名：reentry thermal protection
- 所屬學科：航天科學技術
- 公布時間：2005年
- 審定機構：全國科學技術名詞審定委員會
公布時間,出處,
再入防熱
相關詞條
- 再入大氣層
需要對再入體採取防熱措施。根據不同的飛行軌道、外形以及熱載荷情況，再入防熱的方式有熱容吸熱式（熱沉式）、燒蝕式、輻射式和質量引射式等。再入大氣層產生的高溫，使再入體周圍的氣體電離，形成無線波不能透過的等離子鞘（黑障區）。此時，再入體與外界通信中斷。要獲得信息，需要採取如存儲回收等措施。
- 再入飛行器氣動熱參數辨識方法研究
《再入飛行器氣動熱參數辨識方法研究》是依託中國空氣動力研究與發展中心，由錢煒祺擔任項目負責人的青年科學基金項目。項目摘要 再入飛行器在再入大氣層過程中，會經歷惡劣的熱環境，其防熱系統的成功設計在很大程度上取決於對飛行器表面熱流密度和防熱材料性能的準確估計。然而，由於再入時飛行器表面溫度較高，不能...
- 半彈道式再入
此種再入方式穿越大氣層的飛行時間較長，大氣摩擦加熱產生的總熱量很高，因此需要更為可靠的太空飛行器防熱系統。發展歷程 美國和蘇聯在掌握了彈道式再入的技術後，積極從事半彈道式再入技術的研究。1965年美國“雙子星座”號飛船成功地進行了半彈道式再入的返回技術試驗，大大提高了著陸精度，同時也為“阿波羅”飛船的...
- 再入段
再入段 再入段，飛彈彈道被動段的一部分。是從彈頭重返大氣層到命中目標的一段。再入段的起點是人為選定的。彈頭重返大氣層以後，處於嚴重的氣動加熱環境中，溫度急劇升高，必須採取各種防熱措施。同時保證彈頭穩定飛行， 以準確命中目標。
- 彈頭防熱
戰略飛彈彈頭的再入速度可高達20～25倍聲速，強烈的氣動加熱使彈頭駐點溫度高達8000～12 000開（K），同時還受到幾兆帕至幾十兆帕的壓力作用，形成燒毀飛彈彈頭的“熱障”。專門的防熱措施主要有吸熱式防熱、燒蝕式防熱和發汗式防熱。吸熱式防熱用熱容量大的金屬（如鎢、鉬、銅）做成鈍頭形吸熱帽，裝在彈頭上吸收...
- 彈頭再入氣動特性
彈頭再入氣動特性 彈頭再入氣動特性，彈道飛彈高速再入大氣層時，由於激波的壓縮加熱及頭部與周圍空氣的摩擦加熱所表現出的一些特殊性能。主要包括空氣動力特性、氣動熱特性和氣動物理特性。為了使再入彈頭在惡劣的熱環境下不致燒壞，必須採取燒蝕防熱等有效的防熱措施。
- 防熱屏
太空梭的一個重要發展趨勢是力求低成本、常規和低軌遠程飛行。從1969年至1973年，在設計研製太空梭的同時，曾對某些防熱屏系統進行了評定。當時，考慮了金屬防熱屏、燒蝕材料、快速冷卻系統和氧化矽陶瓷防熱系統。以前的再人飛行器(包括阿波羅飛船)所用的燒蝕材料，都能在再入條件下防護太空梭，但它們不能重複...
- 太空飛行器返回技術
太空飛行器返回技術是以再入防熱技術、火箭回收技術和某些航空器回收技術為基礎逐步發展形成的。40年代末，美國和蘇聯競相利用 V-2飛彈改裝成地球物理探測火箭，將科學探測儀器和試驗生物等發射到100公里以上的高度,然後回收到地面。此時再入速度較小，制動過載和氣動加熱還不成為問題。隨著飛彈射程的增加，彈頭再入速度越來...
- 燒蝕材料
一種固體防熱材料，主要用於飛彈頭部、太空飛行器再入艙外表面和火箭發動機內表面。這種材料在熱流作用下能發生分解、熔化、蒸發、升華、侵蝕等物理和化學變化，借材料表面的質量消耗帶走大量的熱，以達到阻止再入大氣層時(見太空飛行器返回技術)的熱流傳入飛行器內部並冷卻火箭發動機燃燒室和噴管的目的。所謂燒蝕，也就是飛彈和...
- 熱防護
對於防熱設計來說，普通的返回式太空飛行器是一次性使用的，因而其再入防熱問題較易解決。太空梭的設計目的是要重複使用，但其熱防護材料遠不能滿足要求。在投入使用後太空梭發射費用遠沒有象預料的那樣便宜；而且每次發射後都要進行檢修，不可能按照原目標每年進行24次飛行。太空梭每次飛行後用於更換修復TPS的工時數...
- 升力體
這些無人飛行試驗對升力體研究工作做出了重大貢獻，其中的SV-5D原型機成了一種能從軌道速度完成完整的再入過程的升力體，驗證了再入防熱系統的有效性。在上述研究的基礎上，空軍最終研製出於自己的載人升力體原型機。即SV-5P。該機隨後改稱X-24A，並被列入NASA和空軍的升力體聯合研究計畫。X-24A充分利用了空軍已有...
- “使神號”小型太空梭
馬 塞爾達索—布雷蓋航空公司負責航空飛行研製(還包括再入防熱和飛行制導控制)。主要的子承包商有阿埃麗塔里亞公司(負責溫控系統)、ANT公司(負責數據收集和通信)、道尼爾公司(負責環境控制和生命保障系統)、ETCA公司(負責電源—配電系統)、福凱爾公司(負責遙控機械臂)、馬特拉公司(負責電子系統)、MMB—艾爾諾公司(負責...
- 火箭飛船
火箭技術是一項十分複雜的綜合性技術，主要包括火箭推進技術、總體設計技術、火箭結構技術、控制和制導技術、計畫管理技術、可靠性和質量控制技術、試驗技術，對飛彈來說還有彈頭制導和控制、突防、再入防熱、核加固和小型化等彈頭技術。飛船，或太空船,載人飛船，宇宙飛船，是能保障太空人在外太空執行航太任務並返回地面...
- 高速彈頭氣動特性
空氣動力特性彈頭的外形，除了滿足儘可能擴大容積、落速高、一定的穩定性和雷達反射面積小等要求外,還要減小總加熱量以減少防熱層的重量,減小由於燒蝕引起的外形變化對氣動力的影響。彈頭的端頭常採用球頭，後身常見的有錐形、雙錐形、錐柱裙外形等。高性能彈頭設計的靜穩定裕量較小，這就要求彈頭的壓心位置在再入...
- 返回式衛星(完成任務,部分結構會返回地面的人造衛星)
返回式衛星中有許多關鍵技術到仍然是訣竅，例如再入防熱技術、姿態控制、回收軟著陸技術等，中國的載人航天技術也是在返回式衛星技術的基礎上發展起來的。通過改進電源系統、改進數據管理和數傳系統、增加可回收載荷的重量、提高控制能力，繼續發展返回式空間科學試驗衛星和更高解析度的返回式遙感衛星，為國民經濟建設和科學...
- 航空航天材料(名詞)
50年代以後，材料燒蝕防熱理論的出現以及燒蝕材料的研製成功，解決了彈道飛彈彈頭的再入防熱問題。60年代以來,航空航天材料性能的不斷提高,一些飛行器部件使用了更先進的複合材料，如碳纖維或硼纖維增強的環氧樹脂基複合材料、金屬基複合材料等，以減輕結構重量。返回型太空飛行器和太空梭在再入大氣層時會遇到比彈道飛彈...
- 電弧加熱設備
電弧加熱設備是利用電弧加熱試驗氣體，產生能模擬高超聲速飛行時的熱環境的設備。電弧加熱設備是重要的防熱與熱結構試驗裝置。電弧加熱設備主要用於模擬滯止壓力和溫度或熱流密度，評定再入飛行器的防熱材料和防熱系統的性能，是解決防熱設計的最重要的試驗工具，也可用於高溫氣體動力學的研究。現代電弧加熱器的功率已達...
- 太空飛行器設計
一次使用的太空飛行器多用鈍的、軸對稱旋成體外形的防熱殼作為再入體的防熱結構，降到離地一定高度後用降落傘回收。多次使用的太空梭，往往採用升力體式的機身、三角翼作大攻角飛行和多次使用的防熱層來解決氣動加熱問題。設計要求 苛刻的瞄準要求可能會影響太空飛行器本體的設計，並給任務運行帶來約束。除了已知的質量和...
- 黑障區
飛行器表面達到很高的溫度時，氣體和被燒蝕的防熱材料均發生電離。於是，在飛行器的周圍形成一層高溫電離質，電漿鞘和電磁波相互作用，從而導致用於通信的電磁波傳輸衰減或反射，此時，地面與飛行器之間的無線電通信便中斷了。隨著飛行器高度的下降，當速度降低到一定程度時，不再有足夠的溫度使氣體分子電離，等離子...
- 返回軌道
在這一階段，一般要經過多次軌道修正，以便準確、準時進入再入走廊。③再入段:從進入大氣層到距地面10～20公里處。這一階段是返回軌道的重點，太空飛行器要經受高溫和較大過載的考驗。④著陸段：利用降落傘和其他減速裝置使太空飛行器安全降落在地球表面。太空飛行器返回軌道的設計是太空飛行器總體設計的一部分。它與防熱設計、結構...
- 高超聲速空氣動力學
特別對於臨近空間的高超聲速遠距離滑翔飛行，時間較長，必須進行防熱、氣動和控制的一體化設計，其難度就遠遠高於一般的再入飛行器。而高速導致的飛行器表面附近的高溫會引起氣體的電離以及飛行器表面材料的燒蝕,在此條件下的空氣動力學問題變得十分複雜，至今還缺乏有效和可靠的計算模型和實驗方法及手段。再如，有動力的...
- 太空飛行器熱控制(太空飛行器溫度控制)
再入段熱控制 這是太空飛行器返回技術和進入行星大氣層技術中的一項關鍵技術（見太空飛行器進入技術）。利用大氣阻尼可有效地消除太空飛行器返回地球表面時的巨大動能，但是氣動加熱會引起太空飛行器表面產生高溫。解決方法是降低氣動加熱量，加強太空飛行器的對外輻射散熱和增加殼體的熱容和潛熱，通常需要專門設計再入（進入）防熱結構。國內...
- 航天熱調節設備
再入段熱調節 這是太空飛行器返回技術和進入行星大氣層技術中的一項關鍵技術（見太空飛行器進入技術）。利用大氣阻尼可有效地消除太空飛行器返回地球表面時的巨大動能，但是氣動加熱會引起太空飛行器表面產生高溫。解決方法是降低氣動加熱量，加強太空飛行器的對外輻射散熱和增加殼體的熱容和潛熱，通常需要專門設計再入（進入）防熱結構。衛星 ...
- 火箭工作環境
需要防止液體推進劑飄浮。再入環境 火箭頭部再入大氣會遇到極其嚴重的氣動加熱（見高速彈頭氣動特性）、燒蝕（見燒蝕防熱）和黑障（見黑障區）。還受到制動過載、開傘衝擊和著陸衝擊的作用，因此內部儀器和試驗物都需要有隔振和緩衝裝置。水面濺落的頭部還受到水面的衝擊和海水滲入。（見飛行器環境工程）
