【摘要】：可展開式氣動減速器以其獨特的結(jié)構(gòu)形式可以實現(xiàn)氣動面在發(fā)射時收攏、進入時展開等功能,克服傳統(tǒng)進入航天器氣動面尺寸受火箭包絡(luò)約束的缺點,在未來深空探測領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。本文設(shè)計了一種基于火星探測的機械展開式氣動減速器結(jié)構(gòu)方案,用于大質(zhì)量探測器進入過程的高效氣動減速。并針對該方案,對減速器進入時的氣動特性、結(jié)構(gòu)受力特性和熱防護系統(tǒng)的瞬態(tài)溫度場等方面進行數(shù)值分析。針對減速器進入時的超聲速減速問題,本文基于計算流體力學(xué)方法對減速器進入時的氣動特性進行了數(shù)值計算,分析了減速器進入時的流場氣動特性;研究了馬赫數(shù)、攻角等參數(shù)對減速器進入時的氣動壓力、溫度分布的影響。采用有限元方法對減速器的結(jié)構(gòu)靜、動力學(xué)特性進行了數(shù)值分析。研究了減速器在初始預(yù)緊力和氣動壓力載荷作用下的結(jié)構(gòu)變形和受力特性;計算了減速器結(jié)構(gòu)固有振動特性,并著重研究了氣動載荷對減速器結(jié)構(gòu)固有特性的影響規(guī)律�；谡归_式減速器氣動阻力面的熱防護問題,本文對氣動熱作用下減速器熱防護系統(tǒng)的瞬態(tài)溫度場進行了數(shù)值模擬,分析了減速器熱防護系統(tǒng)在氣動熱作用下的瞬態(tài)溫度響應(yīng),并進一步研究了隔熱層材料密度、熱導(dǎo)率系數(shù)、比熱容等參數(shù)對減速器柔性TPS蒙皮熱防護性能的影響。以上研究可為機械展開式減速器的方案選型、結(jié)構(gòu)設(shè)計、熱防護系統(tǒng)設(shè)計提供參考。
【學(xué)位授予單位】：中北大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：TH132.46
【圖文】：

圖 1.1 機械展開式減速器[8]陸任務(wù)，2010 年，在美國國家航空航劃中，提出了一種用于大質(zhì)量載荷著減速器方案初期被定義為可變形的進荷著陸任務(wù)[15]。隨后這種技術(shù)被應(yīng)用重新被定義為自適應(yīng)可展開式進cement technology，ADEPT）[16]。目集中在減速器進入過程中的氣動特性

中北大學(xué)學(xué)位論文試驗結(jié)果相比， CFD 計算結(jié)果的軸向壓力相對誤差低于 3.0％；同時驗證了在展開減速器設(shè)計過程中，使用基于 CFD 分析方法能夠獲得可靠氣動特性結(jié)果。Eric 等[20-22]對機械展開減速系統(tǒng)跨音速繞流進行了數(shù)值研究。使用分離的渦流擬（DES）了在跨音速工況下的減速器周圍流場。自由來流馬赫數(shù)為 0.8~1.5，雷諾為 2.09×106~2.93×106之間。結(jié)果數(shù)據(jù)與相關(guān)風(fēng)洞試驗的數(shù)據(jù)相符合。同時，通過DES 結(jié)果與使 RANS 模型結(jié)果進行比較，來解決模型和數(shù)值算法的選擇問題。Juan 等[23]通過風(fēng)洞試驗對展開式減速器的氣動特性進行了分析，在實驗中分別用了剛性模型、柔性織物模型進行對比分析。模型如下圖所示：

中北大學(xué)學(xué)位論文載荷的作用下將產(chǎn)生較大的變形，這種凹陷變形將直接導(dǎo)致作用其上的氣動熱環(huán)境發(fā)生變化，引起局部熱流密度增加，嚴重時將導(dǎo)致 TPS 蒙皮被燒穿。由于機械展開式減速器目前還處于概念設(shè)計階段，目前主要依靠計算機仿真技術(shù)進行分析[9]。Brandon等[6]對包含 TPS 柔性蒙皮變形的機械展開式減速器進行了氣動熱分析，分析了來流為11.5 km/s 時，減速器沒有凹陷、5 cm 凹陷、10 cm 凹陷情況下的阻力面熱流密度分布情況，如圖 1.3 所示。由數(shù)值分析結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，隨著凹陷深度的增大，兩輻條中間凹陷的區(qū)域熱流密度會逐漸降低，輻條前端熱流密度迅速上升，當(dāng)凹陷達到 10 cm 時，阻力面熱流密度最大值增加了近 30%。這主要是因為航天器進入飛行過程中，其氣動阻力面熱流密度與氣動面曲率半徑的平方成反比，柔性 TPS 蒙皮的變形導(dǎo)致阻力面頭部的曲率半徑減小，從而導(dǎo)致氣動加熱升高[25]。

【參考文獻】

相關(guān)期刊論文 前10條

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本文編號：2796522