基于有效透气量对火星降落伞气动力系数预测分析

针对火星探测任务中降落伞开伞环境为低密度大气的特点,本文由降落伞气动力系数与透气量关系,提出了通过降落伞有效透气量预测降落伞气动力系数的方法,该方法先由织物透气量试验获取伞衣透气量拟合曲线和透气量常数,再根据风洞试验得到两种有效透气量下的气动力系数,然后由有效透气量插值获取了盘缝带(DGB)伞火星大气条件下气动力系数,并且通过空投试验数据对该方法进行验证。计算结果表明,在火星条件下,降落伞气动力系数与风洞条件下变化趋势基本一致。Ma 0.4工况阻力系数的变化范围为0.583～0.622,Ma 0.8工况阻力系数的变化范围为0.438～0.494。     

火星盘缝带伞超声速风洞试验结果分析

为了研究盘缝带(DGB)伞在超声速条件下的阻力特性、摆动角以及伞绳载荷分布的不均匀性，在FD 12风洞中开展了盘缝带伞的阻力特性风洞试验，并通过安装柔性传感器测量了伞绳所受载荷。试验结果表明，在Ma1.50到Ma2.50来流条件下，盘缝带伞的阻力系数随着马赫数的增大先增加后减小，在Ma1.75时达到最大，为0.60，而最大摆动角则是先减小后增大，在Ma2.00时摆动角最小，为7.4°，传感器的安装对降落伞风洞试验结果影响很小。通过柔性传感器的标定和误差分析，获取了伞绳载荷数据，结果显示不同伞绳所受拉力的比值可达到1.98。且传感器数据与风洞天平的测量降落伞总载荷结果吻合，进一步验证了柔性传感器结果的正确性。     

充气式再入与减速系统用柔性热防护材料高焓风洞试验研究

为考察充气式再入与减速系统用柔性热防护材料的真实性能,文章根据前期的技术基础和各材料的技术参数,确定了柔性热防护材料的结构组成,并研制了热防护材料试验件进行高焓风洞试验。结果表明:所研制的材料能够承受热流密度为25 W/cm~2、持续时间最长达300 s的高温环境;Nextel氧化铝织物作为防热层在超过1200℃下能够有效阻隔热流;无机隔热毡起到了有效的隔热作用,可确保内部Kevlar织物处于250℃以下的环境中。材料满足一定的轻量化要求,试验后整体力学性能稳定,热防护性能不受折叠和缝纫工艺影响。     

充气式再入与减速系统柔性热防护材料的热冲击试验

针对充气式再入与减速系统的柔性热防护系统的研制要求,其应能够承受最高1200℃高温或最高达25 W/cm~2的热流密度、高温环境持续时间不超过100 s。为此设计了多层防热结构的柔性热防护系统,结构由外到内分别是防热层、隔热层、阻气承力层,基于热分析的结果研制了三种材料试样,其中一种试样由Nextel氧化铝织物、气凝胶和Kevlar织物组成,另外两种在其基础上分别增加了柔性烧蚀层材料和氧化铝耐火棉,同时调整了Nextel织物和气凝胶的铺层数量,模拟1200℃的高温环境进行了热冲击试验。试验结果表明,所研制的材料能够满足耐温1200℃、持续时间100 s的要求;Nextel氧化铝织物作为防热层在1200℃下性能稳定,超过650℃时气凝胶快速收缩变形、破坏;在防热层增加耐火棉(毡)后,隔热效果明显提高,并可确保内部的气凝胶保持在分解温度以下。     

充气式再入航天器结构参数优化及防热试验工程方法

用工程算法对充气式再入航天器的全展开半径,半锥角,刚性头锥半径与全展开半径之比三个方面的参数进行了优化计算,获得同时满足航天器质量,刚性头锥及柔性防热系统温度约束条件的充气式再入航天器的设计方案,计算得到了优化设计方案整个再入过程的外热流密度和温度变化规律,并且通过与文献中数据对比,验证了文中工程算法的正确性。针对再入过程的外热流密度和温度条件,参考充气式再入返回试验(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型防热材料,设计不同的柔性防热系统结构试验件。最后,通过热冲击试验,得到了各试验件冷端的温度响应,验证了各试验件在再入温度条件下防热性能。文章提出的柔性防热系统结构的改进方向,可为充气式再入航天器的设计分析提供参考。