【摘要】：本文以機(jī)械展開式再入飛行器為研究對象,采用數(shù)值模擬的方法研究了其氣動力和氣動熱特性。目的是加深對機(jī)械展開再入飛行器這一新提出的再入返回方式的認(rèn)識和了解,為未來機(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,并對本文計(jì)算所使用的軟件做了說明,為接下來的氣動力和氣動熱數(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)算采用的簡化模型;討論了高超聲速下的氣動計(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)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：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 目前尚無發(fā)射試驗(yàn)。在 IRVE 的發(fā)射試驗(yàn)中，2007 美國進(jìn)行了首次試驗(yàn)，IRV箭分離造成試驗(yàn)失敗；2009 年 8 月 17 日，美國進(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)會更加復(fù)雜，折疊/展開的故美國于后期又提出了機(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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本文編號：2716934