防热大底外形对火星探测器气动特性的影响分析

采用基于等效比热比的数值模拟方法,研究球锥和球头两种类型的火星进入探测器防热大底形状。对于每种外形分析关键几何参数对探测器基本气动性能的影响,并比较两类防热大底形状气动特性的差异。与球头形状的防热大底布局相比,球锥形状的防热大底布局一般阻力更大,对流加热量也更大,气动稳定性裕度更小。研究结果表明,从气动性能的角度来讲,70°半锥角的球锥防热大底布局对于火星进入探测器的设计而言并非最优的选择,适当设计的球头防热大底布局能够具有更好的性能。

神舟飞船防热大底结构设计

简要介绍了神舟飞船返回舱上的主要防热部件——防热大底的结构设计特点。从受热、受力和结构合理布局多方考虑,确定防热大底采用大面积烧蚀层和背壁玻璃钢蜂窝夹层结构、整体玻璃钢环的复合结构形式。经过大面积烧蚀计算与温度场分析、局部突起物烧蚀计算与温度场分析、防热大底受气动外压计算分析、静力计算分析以及详细的结构设计,设计出的防热大底较联盟号防热大底轻,结构比“双子星座号”飞船的防热大底简单。经过一系列的地面试验和神舟飞船的三次成功飞行试验,防热大底设计的正确性、合理性得到了充分验证。

神舟飞船防热大底钻孔工艺技术研究

神舟飞船防热大底主要为玻璃钢蜂窝夹层结构,制孔时在较大装夹力下容易产生弹性变形。针对装夹变形导致孔位置精度难以保证的问题进行工艺优化改进,对工装结构、装夹方式、工艺流程及钻孔设备进行了优化。试验结果表明,采取低应力装夹方式、减少翻转次数、使用数控加工设备等措施能有效提高钻孔精度。

火星进入舱大底防热套装工艺中氰酸酯树脂与环氧胶膜相容性研究

介绍了火星进入舱大底防热套装工艺试验件在成型过程中的碳面板分层开裂现象,认为产生该现象的机理为防热套装工艺中氰酸酯树脂与环氧胶膜在高温下发生了共聚反应,并采用不同厚度的碳纤维/氰酸酯树脂蒙皮与环氧胶膜或氰酸酯胶膜的固化试验进行了机理验证,提出了后续改进措施。

天问一号着陆器大底分离触发条件设计方法

针对天问一号着陆器防热大底分离触发条件确定问题,利用数学仿真的方法分析气动特性、防热大底相对着陆器姿态运动等因素对分离安全性的影响,给出可安全分离的触发条件。不同分离触发马赫数的仿真结果表明,较大分离马赫数的碰撞风险较高,但防热大底长期运动趋势由弹道系数决定,相比着陆器下降更快。根据伞降过程着陆器姿态运动及伞绳力特点,建立了一套短期相对姿态运动分析模型,定量分析姿态摆动峰值角速度和分离时刻摆动相位对安全性影响,利用最危险分离相位确定了峰值角速度和分离马赫数与分离过程最近距离的关系,给出安全分离所需的峰值角速度-马赫数范围。利用着陆器姿态摆动峰值角速度随马赫数减小的规律,将峰值角速度约束转化为分离马赫数约束,从而确定了可安全分离的马赫数条件。

天问一号着陆器大底分离安全性分析与验证

针对天问一号着陆器大底分离过程,建立大底分离动力学模型并分析分离安全性,基于分析结果设计了大底分离策略。利用大底分离动力学模型和近距离扰动气动模型,分析了分离过程的相对速度和姿态运动规律,根据大底与着陆器的正分离要求确定了大底分离的最小弹射速度。考虑到着陆器姿态运动影响分离安全性,对着陆器施加角速度阻尼控制并限制了最短控制时间。在此基础上结合安全分离判据确定了大底分离触发的可用马赫数和可用时间,设计了累积速度作为触发条件并施加了时间约束。伞降过程蒙特卡洛仿真结果表明,在天问一号着陆器的系统参数和大底分离触发策略下,大底分离有足够的安全性,天问一号的飞行结果验证了这一点。

“天问一号”探测器舱体抛离试验系统设计与验证

火星探测器防热大底和背罩的高速抛离是进入、下降、着陆过程中的关键环节之一,需在地面开展有效的试验验证。文章针对抛防热大底、抛背罩地面试验中高速度、高加速度跟随和空间力、力矩耦合施加问题,提出了采用电机驱动的主动式分离方案和空间力、力矩的耦合控制方法,设计了试验系统并建立了动力学模型,分别开展了仿真和试验验证。试验结果表明,大底和背罩分离过程中的受力状态得到准确施加,且与仿真结果基本吻合,验证了分离方案的可行性。该试验方法有效验证了火星探测器大底和背罩抛离过程的机械安全性,也为其他航天器的分离试验提供了有益参考。

火星稀薄大气进入过程伞舱组合体振荡阻尼方法研究

火星着陆探测任务中,伞舱组合体的稳定是保证EDL过程安全性以及设备工作可靠性的前提,而姿态大幅振荡是目前造成着陆舱下降过程存在安全隐患的主要原因.本文针对伞舱系统在不同阶段发生高动态耦合力冲击作用下姿态振荡问题,提出了一种基于比例反馈的主动阻尼控制方法,该方法通过将姿态角偏差指数稳定作为控制律设计的目标,推导了在着陆舱有限控制能力下的姿态振荡抑制方法,并通过李雅普诺夫稳定性分析方法,严格证明了本文所提方法的一致收敛性.最后,本文分别针对减速伞展开后和防热大底分离后的姿态振荡问题,同时进行了有、无主动阻尼下的仿真分析,结果表明,无阻尼控制的着陆舱姿态振荡难以自然衰减,而施加主动阻尼后,伞舱系统可以在短时间实现稳定,从而验证了本文所提方法在姿态稳定中的有效性和多阶段任务中的适用性.