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如何清除轨道上日益增多的废弃目标已成为国内外航天活动无法回避的现实问题和迫切需解决的问题.针对低轨道大型废弃目标回收问题,基于天基回收技术的概念,提出了一种新型组合式柔性捕获回收方案.使用空间绳网捕获废弃目标后通过充气式增阻离轨方式进行被动离轨,再利用充气式进入减速技术(inflatable entry deceler... 相似文献
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《航天器工程》2021,30(2)
针对未来天体大质量取样返回需求,为了降低再入返回过程的热流密度和温度,避免降落伞被开伞时产生过大的载荷破坏,提高减速系统的工作效率,文章提出了充气锥+降落伞两级减速再入返回系统。首先,对不同取样返回方案的钝头半径进行总热流密度的优化设计;然后,获取了各方案中充气减速段驻点的热流密度、温度变化,降落伞收口、全展开开伞载荷和着陆速度;最后,根据返回舱质量与尺寸的关系,对取样质量进行估算。当返回舱的质量为6～8 t时,各方案驻点最大热流密度范围为3.35～11.4 MW/m~2,降落伞的最小收口充满载荷为77.1 kN,最小全展开充满载荷为159.9 kN。两级减速再入返回系统的样品舱质量可达3000～6000 kg。文章的研究结果,可为后续深空探测取样返回回收系统设计提供参考。 相似文献
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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。 相似文献
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为了解高超声速再入时气动热载荷对充气式减速器柔性结构的影响,文章基于松散耦合方法开展了极端热载荷工况下的耦合数值研究。文章首先建立了流固耦合和热固耦合两种模型,分别对比研究了气动力和气动热两种气动载荷对蒙皮结构的影响。结果表明,气动热对结构的影响远大于气动力,在高超声速再入时应重点考虑。之后研究了气动热载荷下充气式减速器防热层各功能层温度分布,结果表明,绝热层隔热效果最为显著,绝热层导热系数增大一倍,内部最高温度升高21.7%,热变形最大值升高10.7%。上述成果为充气式减速器的设计提供了一定的理论依据。 相似文献
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柔性气动减速技术是航天器高速进入地外天体或再入地球大气安全着陆的关键核心技术;随着中国载人航天和深空探测等重大任务的持续推进;航天器更快的进入速度和更重的载荷对于高速柔性气动减速器的需求日益迫切。而高速柔性气动减速器的力学模型兼具强非线性和强耦合特性;且涉及研究领域极广;如需考虑钝性和多孔结构的气动特性、非线性结构动力学、可压缩湍流、结构气动热及其相互耦合等问题。因此;开展高速柔性气动减速器的基础理论和关键技术研究具有极大的难度和复杂性但意义重大。首先对高速柔性气动减速器进行分类;然后分析梳理了高速柔性气动减速技术的技术内涵;并系统地回顾和综述了其关键技术的发展历史和研究进展;最后;对高速柔性气动减速器关键技术的未来发展方向和亟需解决的关键问题进行了总结展望。 相似文献
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为研究某型航空发动机叶片定寿试验台的压力和加载力的稳定性,通过仿真的方式对其进行了系统研究。首先,用MATLAB/SimHydraulics软件建立了液压试验台模型;其次,在系统模型的基础上,分析研究了当前端管路分别为直管和弯管时对系统压力脉动和载荷稳定性不同的影响;最后,改变弯管的弯曲度逐步进行仿真。通过研究发现,弯管环境下的高低周复合疲劳试验台能更好的降低压力脉动,提高载荷稳定性。大弯曲度的弯管可以有效提高试验台载荷稳定性,并在一定程度上稳定系统压力。此研究为试验台液压系统的设计与生产提供提供了必要的指导,可以确定更加准确的叶片寿命。 相似文献
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以充气式机翼为背景,研究了安装后缘隔板充气式翼型的气动特性。以翼型E387为基础生成的钝后缘翼型为研究对象,采用大涡模拟方法对安装中部隔板的充气式翼型进行了流场数值计算,并与未安装隔板的情况进行了对比。总结了后缘中部隔板对充气式翼型气动特性影响的变化规律,为充气式机翼设计提供参考。 相似文献
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