發(fā)布時(shí)間：2017-12-05 14:12

  本文關(guān)鍵詞：火星進(jìn)入器小攻角飛行的靜不穩(wěn)定性

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【摘要】：針對火星探路者號進(jìn)入段飛行過程,求解三維流體力學(xué)Navier-Stokes方程,采用高溫真實(shí)氣體模型和等效比熱比完全氣體模型,對氣動(dòng)力特性進(jìn)行預(yù)測和分析,對發(fā)現(xiàn)的小攻角靜不穩(wěn)定現(xiàn)象開展機(jī)理分析.比較海盜號數(shù)值計(jì)算結(jié)果、文獻(xiàn)數(shù)據(jù)和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù),結(jié)果符合很好,驗(yàn)證了物理化學(xué)模型及數(shù)值方法;探路者號的升阻特性和配平特性預(yù)測數(shù)據(jù)表明,真實(shí)氣體模型和LAURA數(shù)據(jù)符合很好,等效比熱比模型可以較準(zhǔn)確地計(jì)算升力和阻力系數(shù);2°攻角飛行時(shí),進(jìn)入器沿軌道出現(xiàn)靜不穩(wěn)定,完全氣體模型無法模擬,分析認(rèn)為迎風(fēng)區(qū)聲速線在肩部的移動(dòng)和背風(fēng)區(qū)亞聲速區(qū)的分布變化以及亞聲速區(qū)泡的出現(xiàn),導(dǎo)致激波層壓力下降和肩部膨脹區(qū)的壓力下降向上游的傳遞過程發(fā)生變化,造成表面壓力分布改變,最終誘發(fā)靜不穩(wěn)定.
【作者單位】： 中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院;
【分類號】：V476.4
【正文快照】： 0引言美國火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(Mars Science Laboratory,MSL)成功在火星登陸后,印度也成功向火星發(fā)射了環(huán)繞探測器,針對火星的深空探測活動(dòng)又開始在世界范圍內(nèi)活躍起來.未來大量的火星進(jìn)入及登陸任務(wù),以及火星采樣返回、載人登陸和火星基地建設(shè)等計(jì)劃,都要求對火星大氣環(huán)境下探測

【相似文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

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中國碩士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前8條

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3 張U，

本文編號：1255090