火星飛行器不僅可以解決探測范圍和測量精度的矛盾,也將在未來更進(jìn)一步的采樣返回、載人登陸等探測活動中發(fā)揮作用。作為飛行器的核心部分,推進(jìn)系統(tǒng)需在各種工況下都能為飛行器提供充足的動力�；鹦呛偷厍颦h(huán)境的巨大差異,將使得現(xiàn)有的任何一種航空宇航推進(jìn)系統(tǒng)都不再完全適用。本文從就地資源利用(ISRU)的角度出發(fā),結(jié)合具體的火星可用資源,提出了火星飛行器及其推進(jìn)系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)方案;從飛行器總體參數(shù)設(shè)計(jì)的角度出發(fā),針對每種方案評估了飛行器的能源與推力需求;結(jié)合火星大氣參數(shù),分析了火星環(huán)境下各種推進(jìn)系統(tǒng)的理論性能范圍,評估了飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)的參數(shù)匹配情況;最后作為對優(yōu)選方案的進(jìn)一步支撐和細(xì)化,開展了推進(jìn)系統(tǒng)核心部件的總體設(shè)計(jì)工作。本文的主要結(jié)論為:同吸氣式發(fā)動機(jī)、火箭發(fā)動機(jī)相比,螺旋槳具有最高的能量轉(zhuǎn)化效率;綜合考慮設(shè)計(jì)自由度、特征尺寸以及航程/載荷性能等多方面因素,以螺旋槳和火箭發(fā)動機(jī)為動力裝置的固定翼飛機(jī),是火星飛行器總體方案的最佳選項(xiàng);使得液氧/甲烷火箭發(fā)動機(jī)取得最大理論比沖的余氧系數(shù)約0.8,當(dāng)發(fā)動機(jī)總體參數(shù)水平較低時(shí),僅需采用采用部分燃料用作冷卻劑即可,且為了降低泵功率冷卻劑流量應(yīng)盡可能降低。
【學(xué)位單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V476.4
【部分圖文】：

哈爾濱工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文(2) 火星固定翼飛行器固定翼飛行器具有同機(jī)身相對位置固定的機(jī)翼，并依靠機(jī)翼同空氣的相對運(yùn)動產(chǎn)生升力。關(guān)于火星固定翼飛機(jī)的研究最早開始于 1970 年代。美國噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL借鑒了搭載肼燃料活塞發(fā)動機(jī)的高空無人機(jī)的工作原理，試圖以等比例縮小的引擎為基礎(chǔ)開發(fā)火星飛機(jī)，但以失敗告終[12]。2004 年美國提出了“空中區(qū)域性環(huán)境探測計(jì)劃”(ARES)[13]，并開展了原理樣機(jī)的地面驗(yàn)證工作。該計(jì)劃著眼于一次性的、大范圍探測，以得到遙感衛(wèi)星不易獲得的高分辨圖像數(shù)據(jù)。ARES 飛行器便是基于此目的設(shè)計(jì)的，其采用了翼身一體的氣動布局，翼展 6.25m，機(jī)身長 4.45m，重量 113kg；能量方面，通過一次性 Li-SO電池為電子設(shè)備供電；動力方面，以雙組元液體火箭發(fā)動機(jī)為動力裝置，故該飛行器不可重復(fù)使用。飛行器由進(jìn)入艙攜帶進(jìn)入火星大氣，在離地 8km 處同進(jìn)入艙分離并減速下降，并在離地 2km 時(shí)進(jìn)入巡航飛行狀態(tài)，巡航速度 145m/s，飛行時(shí)間約 1 小時(shí)，航程最大可達(dá) 600km。ARES 飛行器的飛行效果和總體任務(wù)路線[14]如圖1-2 所示。

電子設(shè)備供電；動力方面，以雙組元液體火箭發(fā)動機(jī)為動力裝置，故重復(fù)使用。飛行器由進(jìn)入艙攜帶進(jìn)入火星大氣，在離地 8km 處同進(jìn)速下降，并在離地 2km 時(shí)進(jìn)入巡航飛行狀態(tài)，巡航速度 145m/s，飛時(shí)，航程最大可達(dá) 600km。ARES 飛行器的飛行效果和總體任務(wù)路線。圖 1-2ARES 火星無人機(jī)及其總體任務(wù)路線16 年，日本宇航研究開發(fā)機(jī)構(gòu)(JXAX)[15]等提出了一種以螺旋槳為動飛行器，如圖 1-3 所示。其總重 4kg，翼展 2.45m，機(jī)翼面密度僅有 24想，該飛行器將以現(xiàn)有的高功重比薄膜鋰離子電池(能量密度 118W源，單臺螺旋槳推力約 2N，槳尖馬赫數(shù) 0.8，巡航速度 60m/s，最目前，適用于火星太陽光譜特性的太陽能電池還處在論證階段。

圖 1-4 火星滑翔機(jī)飛行示意圖，旋翼飛行器依靠槳葉和空氣動性強(qiáng)、可重復(fù)使用。由于火星研究的熱點(diǎn)集中在共軸雙旋翼學(xué)院 Suresh 等人提出的四旋翼1m，槳葉展弦比 6.94，可在火星，最高時(shí)速可達(dá) 72km/h。動力能，并通過直流無刷電機(jī)驅(qū)動旋助峽谷峭壁，成功模擬了火星大學(xué) O’Brien 等人提出的共軸雙m，有效載荷 10.8kg；動力方面大航時(shí) 39min，懸停時(shí)間約 1mi

【參考文獻(xiàn)】

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1 張冀;陳柏松;華欣;;基于仿海鷗翼型的高空長航時(shí)無人機(jī)機(jī)翼氣動性能分析[J];應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào);2015年05期

2 高慶嘉;白越;孫強(qiáng);趙柱;趙常均;宮勛;;低雷諾數(shù)旋翼翼型設(shè)計(jì)及氣動仿真[J];光學(xué)精密工程;2015年02期

3 吳耀;姚偉;王超;呂曉辰;馬蓉;;氣球型深空探測器技術(shù)研究進(jìn)展[J];航天器工程;2014年06期

4 鄭永春;歐陽自遠(yuǎn);;太陽系探測的發(fā)展趨勢與科學(xué)問題分析[J];深空探測學(xué)報(bào);2014年02期

5 齊書浩;劉素娟;張文明;肖心想;;低雷諾數(shù)下微型四旋翼飛行器氣動和振動特性分析[J];噪聲與振動控制;2013年05期

6 歐陽自遠(yuǎn);肖福根;;火星及其環(huán)境[J];航天器環(huán)境工程;2012年06期

7 譚惠豐;劉羽熙;劉宇艷;楊宏林;楊宇明;施雷;;臨近空間飛艇蒙皮材料研究進(jìn)展和需求分析[J];復(fù)合材料學(xué)報(bào);2012年06期

8 姚克明;王小蘭;劉燕斌;陸宇平;肖地波;;火星探測無人機(jī)任務(wù)規(guī)劃與建模分析[J];空間科學(xué)學(xué)報(bào);2012年01期

9 王國粹;王偉;楊敏;;3.6MW海上風(fēng)機(jī)單樁基礎(chǔ)設(shè)計(jì)與分析[J];巖土工程學(xué)報(bào);2011年S2期

10 劉沛清;馬蓉;段中U

本文編號：2820936