【摘要】：本文以機(jī)械展開式再入飛行器為研究對(duì)象,采用數(shù)值模擬的方法研究了其氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱特性。目的是加深對(duì)機(jī)械展開再入飛行器這一新提出的再入返回方式的認(rèn)識(shí)和了解,為未來(lái)機(jī)械展開再入飛行器的設(shè)計(jì)和應(yīng)用提供技術(shù)支持和借鑒。首先簡(jiǎn)要介紹了本文數(shù)值模擬中的研究方法,具體包括CFD(計(jì)算流體力學(xué)方法)、DSMC(直接蒙特卡羅模擬)方法,并對(duì)本文計(jì)算所使用的軟件做了說明,為接下來(lái)的氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算打下基礎(chǔ)。其次說明了本文研究的機(jī)械展開再入飛行器的幾何外形,通過流固耦合方法分析了其在最大動(dòng)壓彈道工況下的柔性面變形情況,在此基礎(chǔ)確立了計(jì)算采用的簡(jiǎn)化模型;討論了高超聲速下的氣動(dòng)計(jì)算關(guān)鍵技術(shù),明確了本文數(shù)值計(jì)算采用的熱化學(xué)非平衡模型。然后通過CFD方法計(jì)算分析了連續(xù)流下不同速度和迎角下機(jī)械展開再入飛行器的流場(chǎng)特性、升阻特性和俯仰力矩特性,通過DSMC方法分析了稀薄大氣環(huán)境下機(jī)械展開再入飛行器的流場(chǎng)和受力特性;在此基礎(chǔ)上討論了連續(xù)流過渡至稀薄大氣段的氣動(dòng)力一致性問題。最后討論了影響機(jī)械展開再入飛行器熱流情況的幾個(gè)主要因素,進(jìn)而分析了高超聲速情況下的熱化學(xué)非平衡現(xiàn)象,在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步分析了飛行器前端面主要部位的熱流及總加熱量。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V411
【圖文】：

圖 1.1 充氣展開再入飛行器式展開進(jìn)入飛行器從上世紀(jì) 60 年代起就開始了相關(guān)的理論研究，直到上世紀(jì)等關(guān)鍵技術(shù)的解決成為研究的重點(diǎn)。美國(guó)在充氣式展開方面處于領(lǐng)先地位。飛行器項(xiàng)目分為 IRVE 計(jì)劃和 HEART 計(jì)劃，到目前為止，IRVE 已經(jīng)進(jìn)行了三 目前尚無(wú)發(fā)射試驗(yàn)。在 IRVE 的發(fā)射試驗(yàn)中，2007 美國(guó)進(jìn)行了首次試驗(yàn)，IRV箭分離造成試驗(yàn)失�。�2009 年 8 月 17 日，美國(guó)進(jìn)行的第二次試驗(yàn)，IRVE-21 千米高空后，以超聲速降落，不到一分鐘，IRVE-2 被釋放，充氣系統(tǒng)開始工直徑為 3m。在 80km 以大約 5.7 馬赫的速度進(jìn)行再入，在高度為 40km~80k量與采集，在 56km 高度上大氣動(dòng)壓峰值為 1180Pa，在 45km 熱流峰值為 2.2W初步驗(yàn)證了飛行器的充氣過程和再入生存能力[4]。

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文數(shù)據(jù)，其中熱流密度峰值為 14.4W/cm2，減速達(dá)行器也有其自身缺點(diǎn)，由于大氣壓力隨著高度斷地開啟給結(jié)構(gòu)充氣以保證內(nèi)部壓力足夠，滿問題降低了再入系統(tǒng)的可靠性。另外現(xiàn)階段充寸變大之后充氣結(jié)構(gòu)會(huì)更加復(fù)雜，折疊/展開的故美國(guó)于后期又提出了機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器展開進(jìn)入飛行器研究目前處于起步階段，完成劃[8]、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)處于概念設(shè)計(jì)階段。今后的研完成結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)、選型、優(yōu)化，并通過試驗(yàn)飛行器主要由機(jī)械展開機(jī)構(gòu)和柔性防熱材料組成于雨傘。在發(fā)射階段，機(jī)構(gòu)和柔性防熱材料處不會(huì)引起整流罩直徑的增大，可以很好的適應(yīng)

【參考文獻(xiàn)】

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1 楊周;李旭東;陳建平;張紅英;童明波;;金星探測(cè)機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器的變質(zhì)心控制[J];航空計(jì)算技術(shù);2015年06期

2 李旭東;張鵬;尚明友;張紅英;童明波;;基于金星探測(cè)機(jī)械展開式進(jìn)入飛行器技術(shù)述評(píng)[J];航天返回與遙感;2015年02期

3 榮成成;左光;陳沖;和宇碩;郭斌;石泳;;充氣式再入航天器總體方案及關(guān)鍵技術(shù)初探[J];航天返回與遙感;2015年01期

4 張智超;高振勛;蔣崇文;李椿萱;;高超聲速氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算壁面網(wǎng)格準(zhǔn)則[J];北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào);2015年04期

5 高藝航;賀衛(wèi)亮;;充氣式返回艙氣動(dòng)熱特性研究[J];航天返回與遙感;2014年04期

6 衛(wèi)劍征;譚惠豐;王偉志;赫曉東;;充氣式再入減速器研究最新進(jìn)展[J];宇航學(xué)報(bào);2013年07期

7 梁杰;李志輝;杜波強(qiáng);;飛船返回艙再入稀薄流域配平特性研究[J];航天返回與遙感;2013年03期

8 樊菁;;稀薄氣體動(dòng)力學(xué):進(jìn)展與應(yīng)用[J];力學(xué)進(jìn)展;2013年02期

9 董素君;居世超;齊玢;吳俊;雷劍;;CFD-FASTRAN氣動(dòng)熱計(jì)算模型及網(wǎng)格效應(yīng)分析[J];航空計(jì)算技術(shù);2011年02期

10 潘沙;馮定華;丁國(guó)昊;田正雨;楊越明;李樺;;氣動(dòng)熱數(shù)值模擬中的網(wǎng)格相關(guān)性及收斂[J];航空學(xué)報(bào);2010年03期

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1 朱輝玉;王剛;孫泉華;樊菁;;高超聲速飛行氣動(dòng)熱數(shù)值模擬的幾個(gè)關(guān)鍵因素[A];第三屆高超聲速科技學(xué)術(shù)會(huì)議會(huì)議文集[C];2010年

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1 潘沙;高超聲速氣動(dòng)熱數(shù)值模擬方法及大規(guī)模并行計(jì)算研究[D];國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2010年

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1 許家裕;充氣式返回飛行器的結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性分析[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2012年

本文編號(hào)：2716934