蘇生 向艷超

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,北京 100094)

1 引言

深空探測(cè)任務(wù)的探測(cè)器總質(zhì)量受到嚴(yán)格限制,這是設(shè)計(jì)師需要面對(duì)的問(wèn)題?；鸺倪\(yùn)載能力決定了探測(cè)器的最大質(zhì)量,探測(cè)器質(zhì)量可以簡(jiǎn)單分為平臺(tái)質(zhì)量、有效載荷質(zhì)量和燃料質(zhì)量。探測(cè)器的平臺(tái)質(zhì)量是基本確定的,因此,可以說(shuō)火箭的運(yùn)載能力限定了探測(cè)器的有效載荷與燃料的總質(zhì)量。對(duì)于任何一次飛行任務(wù)而言,足量的有效載荷是圓滿完成科學(xué)探測(cè)任務(wù)的基本保障;探測(cè)器自身攜帶足夠的燃料,是探測(cè)器順利進(jìn)入使命軌道并進(jìn)行適當(dāng)軌道維持使其處于一個(gè)合理姿態(tài)的必要條件。氣動(dòng)減速技術(shù)的應(yīng)用能最大限度地降低所需燃料的質(zhì)量,探測(cè)器也能承載更多的有效載荷,完成更多的科學(xué)探測(cè)任務(wù);或者在有效載荷質(zhì)量不變的情況下減輕探測(cè)器總質(zhì)量,降低對(duì)火箭運(yùn)載能力的要求,節(jié)省發(fā)射成本。

氣動(dòng)減速技術(shù)可以廣泛用于針對(duì)帶有大氣層的星體的探測(cè)任務(wù)。在太陽(yáng)系里,除了水星以外的其它行星都有大氣層,因此,至少在太陽(yáng)系范圍內(nèi)的深空探測(cè)中,氣動(dòng)減速技術(shù)都是很有實(shí)際意義的。到目前為止,國(guó)外已經(jīng)幾次成功地在深空探測(cè)中運(yùn)用了氣動(dòng)減速技術(shù)。

2 氣動(dòng)減速技術(shù)簡(jiǎn)介

深空探測(cè)中的氣動(dòng)減速,指的是當(dāng)探測(cè)器從雙曲線軌道被目標(biāo)天體捕獲而進(jìn)入大橢圓軌道之后,探測(cè)器在軌道近拱點(diǎn)進(jìn)行適量機(jī)動(dòng)以進(jìn)入大氣層,通過(guò)大氣層中氣體分子與探測(cè)器表面發(fā)生碰撞,對(duì)探測(cè)器形成阻力,使其飛行速度緩慢降低,經(jīng)過(guò)若干次穿越目標(biāo)天體的大氣層之后,間接地使探測(cè)器進(jìn)入使命軌道。與使用大氣再入技術(shù)的返回式衛(wèi)星不同,采用氣動(dòng)減速技術(shù)的探測(cè)器主要是為真空狀態(tài)設(shè)計(jì)的,沒(méi)有為進(jìn)入大氣而設(shè)計(jì)隔熱瓦等熱防護(hù)措施,這類探測(cè)器只能承受很有限的氣動(dòng)加熱。

氣動(dòng)減速僅限于針對(duì)目標(biāo)天體的使命軌道捕獲階段,此階段探測(cè)器軌道制動(dòng)除了采用氣動(dòng)減速方式外,也可以采用直接推力器制動(dòng)和一次性大氣捕獲的方式。直接推力器制動(dòng)包括各種形式的單脈沖、雙脈沖制動(dòng)等,目前廣泛用于地球衛(wèi)星的軌道機(jī)動(dòng)中,由于直接推力器制動(dòng)需要大量消耗探測(cè)器攜帶的燃料,所以在深空探測(cè)中較少使用。一次性大氣捕獲同氣動(dòng)減速一樣,也是利用大氣對(duì)探測(cè)器阻力來(lái)降低其速度,與氣動(dòng)減速的區(qū)別之處,在于探測(cè)器進(jìn)入大氣層深度不同。氣動(dòng)減速過(guò)程中探測(cè)器只進(jìn)入到大氣層中大氣密度較低的上層,與一次性大氣捕獲相比,其優(yōu)勢(shì)在于這種情況下探測(cè)器受到的氣動(dòng)熱較小,相應(yīng)的熱控技術(shù)更容易實(shí)現(xiàn)。

圖1 三種不同方式進(jìn)入使命軌道過(guò)程Fig.1 Three w ays for entering mission orbit

圖1是NASA噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)在“火星采樣返回”(Mars Sample Return)任務(wù)中給出的通過(guò)上述三種方式進(jìn)入某使命軌道的過(guò)程[1]。他們對(duì)具有4臺(tái)890N 發(fā)動(dòng)機(jī)的地球返回艙(ERV)采用直接推力器制動(dòng)、一次性大氣捕獲、多次氣動(dòng)減速三種環(huán)火星軌道入軌方式進(jìn)行了研究。結(jié)論是直接推力器制動(dòng)方式需要開啟發(fā)動(dòng)機(jī)51min;一次性大氣捕獲方式需要開啟發(fā)動(dòng)機(jī)21min;而多次氣動(dòng)減速方式只需開啟發(fā)動(dòng)機(jī)不到2min。氣動(dòng)減速消耗的燃料少,在深空探測(cè)飛行中優(yōu)勢(shì)明顯。

3 氣動(dòng)減速技術(shù)應(yīng)用實(shí)例

氣動(dòng)減速技術(shù)在對(duì)金星和火星的探測(cè)中已有多個(gè)成功案例。對(duì)于三軸穩(wěn)定的探測(cè)器而言,最早的是麥哲倫號(hào)(M agellan)金星探測(cè)器,此后三個(gè)火星探測(cè)器:火星全球勘測(cè)者(Mars Global Surveyor,MGS)、火星奧德賽號(hào)(M ars Odyssey)以及火星勘測(cè)軌道器(M ars Reconnaissance Orbiter,M RO)都成功地進(jìn)行了氣動(dòng)減速。

3.1 麥哲倫號(hào)

麥哲倫號(hào)金星探測(cè)器于1989年5月4日發(fā)射。在280km/8 500km 的大橢圓軌道花費(fèi)70 天時(shí)間進(jìn)行了730圈氣動(dòng)減速,探測(cè)器近金星點(diǎn)速度降低了約1 300m/s,最終達(dá)到197km/541km 的軌道[2-4]。

圖2所示是麥哲倫號(hào)結(jié)構(gòu)圖。在氣動(dòng)減速過(guò)程中,以太陽(yáng)翼背面、高增益天線背面、探測(cè)器本體底部(主推力器一面)為迎風(fēng)面。這樣的飛行姿態(tài)能減小氣動(dòng)熱對(duì)太陽(yáng)電池陣和探測(cè)器探測(cè)設(shè)備的溫度影響。

圖2 麥哲倫號(hào)探測(cè)器結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Configuration of Magellan spacecraf t

在探測(cè)器主體和高增益天線背面包覆多層隔熱組件防止高溫。太陽(yáng)翼背面未包覆多層隔熱組件。在太陽(yáng)翼正面,太陽(yáng)電池陣布片率為65%,剩下35%的區(qū)域作為散熱面,以保證太陽(yáng)翼能正常散熱。

為了控制近金星點(diǎn)高度,避免進(jìn)入密度太高的大氣之中,確保探測(cè)器和太陽(yáng)翼受到的氣動(dòng)熱在可承受范圍內(nèi),麥哲倫號(hào)根據(jù)布置在太陽(yáng)翼上的熱敏電阻溫度數(shù)據(jù)來(lái)制定并實(shí)施氣動(dòng)減速策略。在正式進(jìn)行氣動(dòng)減速前,試驗(yàn)性地控制探測(cè)器進(jìn)入大氣層外層邊緣,并將實(shí)際的熱、力環(huán)境與預(yù)示值進(jìn)行了比對(duì),用以指導(dǎo)后續(xù)的氣動(dòng)減速。麥哲倫號(hào)在這一階段至少損壞了5只熱敏電阻,盡管如此,麥哲倫號(hào)在這種指導(dǎo)思想下最終成功地進(jìn)行了氣動(dòng)減速。

3.2 火星全球勘測(cè)者

火星運(yùn)行在繞日的大橢圓軌道上,火星周圍大氣壓力約為地球大氣壓力的0.7%?；鹦歉浇奶?yáng)輻射強(qiáng)度大約是地球附近太陽(yáng)輻射強(qiáng)度的42%,平均約有589W/m2,一個(gè)火星年中,太陽(yáng)輻射強(qiáng)度變化約±19%;火星的反照率在赤道附近約為0.25～0.28,隨著緯度增加,反照率增大。對(duì)于軌道高度為0.1個(gè)火星半徑的圓軌道而言,太陽(yáng)處于探測(cè)器軌道面內(nèi)時(shí),火星附近的參考球近日點(diǎn)光照區(qū)最高溫度11℃,陰影區(qū)最低溫度-162℃;遠(yuǎn)日點(diǎn)光照區(qū)最高溫度-16℃,陰影區(qū)最低溫度-163℃。

從上述火星環(huán)境可以看出,火星是一個(gè)極其適宜使用氣動(dòng)減速技術(shù)的星體。探測(cè)器在火星軌道上受到的太陽(yáng)輻照強(qiáng)度與火星反照不太高,會(huì)具有較低的溫度水平。而且火星表面具有不太濃密的大氣層,在具有較低初始溫度的情況下進(jìn)行氣動(dòng)減速,使探測(cè)器在受氣動(dòng)熱時(shí)就能具有較大的溫度余量,這對(duì)控制氣動(dòng)減速是有利的。

火星全球勘測(cè)者于1996年11月7日發(fā)射,通過(guò)氣動(dòng)減速將軌道從運(yùn)行周期為45h 的橢圓軌道成功降到380km 圓軌道,其結(jié)構(gòu)如圖3所示[5]。

圖3 火星全球勘測(cè)者結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Configuration of MGS spacecraft

探測(cè)器在氣動(dòng)減速階段采用底部在前的迎風(fēng)方式,這樣可以保護(hù)背風(fēng)面上的設(shè)備,使其只受到很小的氣動(dòng)熱影響。太陽(yáng)翼的指向能使自由分子流擊打在太陽(yáng)翼背面,用以保護(hù)太陽(yáng)電池陣。

氣動(dòng)減速時(shí),太陽(yáng)翼是探測(cè)器上最接近溫度極限的部件。太陽(yáng)翼迎風(fēng)面覆蓋了25μm 厚的滲碳膜,以降低最高溫度。在太陽(yáng)翼面板端部使用了白漆和聚酰亞胺膜,可以保護(hù)太陽(yáng)翼不被正、反面非對(duì)稱熱流損壞。此外,火星全球勘測(cè)者使用了一個(gè)一維模型,這個(gè)模型以太陽(yáng)翼上的熱敏電阻溫度數(shù)據(jù)為輸入條件,來(lái)擬合太陽(yáng)翼在此前減速軌道上所受的熱流,并用于預(yù)測(cè)未來(lái)減速軌道中的太陽(yáng)翼溫度。

高增益天線也受到較強(qiáng)的氣動(dòng)加熱。在反射面背面和邊緣包覆多層隔熱材料,在正面使用了50μm鍍鍺膜來(lái)防止天線在氣動(dòng)減速時(shí)過(guò)熱。這一系列措施將天線組件溫度控制在150℃的安全范圍內(nèi)。

3.3 火星奧德賽號(hào)

火星奧德賽號(hào)于2001年4月7日發(fā)射,探測(cè)器通過(guò)氣動(dòng)減速?gòu)沫h(huán)火星18.5h 橢圓軌道降到400km 太陽(yáng)同步圓軌道,其結(jié)構(gòu)如圖4所示[6-8]。

圖4 火星奧德賽號(hào)結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Configuration of Odyssey spacecraft

奧德賽號(hào)太陽(yáng)翼由三塊基板組成,氣動(dòng)減速過(guò)程中,天線收攏于探測(cè)器本體,探測(cè)器本體藏于太陽(yáng)翼中板后面。太陽(yáng)翼背面為迎風(fēng)面。

為了保護(hù)太陽(yáng)翼免受氣動(dòng)熱損害,在太陽(yáng)翼背面包覆了72μm 厚的多層隔熱組件,并收邊于太陽(yáng)電池陣一側(cè)。多層隔熱組件在太陽(yáng)電池陣一側(cè)的寬度在50～148mm 之間。

奧德賽號(hào)在氣動(dòng)減速任務(wù)操作過(guò)程中,首次使用了詳細(xì)三維有限元熱模型來(lái)預(yù)測(cè)未來(lái)軌道溫度[8]。這個(gè)三維模型能夠?qū)η捌诘臍鈩?dòng)減速過(guò)程溫度數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合,提供詳細(xì)的太陽(yáng)翼三維溫度分布圖、瞬態(tài)的材料最高溫度圖以及瞬態(tài)的熱敏感器溫度圖。它還具有能力辨識(shí)太陽(yáng)翼上的最熱點(diǎn),也能算出基于熱流或者大氣密度的熱極限。

3.4 火星勘測(cè)軌道器

火星勘測(cè)軌道器于2005年8月12日發(fā)射,在2006年3月10日被火星捕獲后,利用氣動(dòng)減速技術(shù)將軌道遠(yuǎn)火星點(diǎn)從4 500km 降到了486km。與單純靠直接推力制動(dòng)進(jìn)入預(yù)定軌道相比,采用氣動(dòng)減速技術(shù)共節(jié)省了約600kg 燃料。剩余的燃料使之足夠運(yùn)行到2014年,使得探測(cè)器能夠繼續(xù)運(yùn)行在火星軌道并為后續(xù)火星表面巡視器提供各種中繼服務(wù)。圖5給出了火星勘測(cè)軌道器號(hào)的結(jié)構(gòu)圖[9-12]。

氣動(dòng)減速過(guò)程中,探測(cè)器底部朝向飛行方向,太陽(yáng)翼與高增益天線完全伸展,整個(gè)探測(cè)器處于迎風(fēng)面面積最大狀態(tài)。太陽(yáng)翼背面、高增益天線背面和探測(cè)器底部是探測(cè)器主要迎風(fēng)面。

圖5 火星勘測(cè)軌道器結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Configuration of M RO spacecraf t

為了減小氣動(dòng)加熱的影響,在迎風(fēng)面采取的熱控措施包括:太陽(yáng)翼背面包覆聚酰亞胺膜;高增益天線反射面背面包覆多層隔熱組件,反射面覆蓋鍍鍺膜;探測(cè)器主體安裝多層隔熱組件。

火星軌道勘測(cè)器與奧德賽號(hào)都是由噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)研制,火星軌道勘測(cè)器充分繼承了奧德賽號(hào)的熱控策略。在氣動(dòng)減速過(guò)程中,以布置在太陽(yáng)翼典型位置上的溫度傳感器數(shù)據(jù)為依據(jù),通過(guò)熱分析模型,對(duì)氣動(dòng)減速熱環(huán)境進(jìn)行預(yù)示。

3.5 熱控設(shè)計(jì)對(duì)比

根據(jù)上述4個(gè)探測(cè)器的經(jīng)驗(yàn),在氣動(dòng)減速過(guò)程中,一般以太陽(yáng)翼、高增益天線等面積較大的部件為迎風(fēng)面,從而獲取適當(dāng)?shù)臍鈩?dòng)阻力。針對(duì)氣動(dòng)熱的影響,需要對(duì)迎風(fēng)面進(jìn)行重點(diǎn)熱設(shè)計(jì)。

麥哲倫號(hào)是第一個(gè)使用氣動(dòng)減速技術(shù)的深空探測(cè)器,與火星全球勘測(cè)者、火星奧德賽號(hào)和火星勘測(cè)軌道器不同的是,它的使命軌道離太陽(yáng)很近,軌道外熱流要大得多,因此在太陽(yáng)翼正面設(shè)置了散熱面,用于太陽(yáng)翼散熱。

以火星為對(duì)象的3個(gè)探測(cè)器的使命軌道外熱流相對(duì)較小,為了應(yīng)對(duì)氣動(dòng)減速過(guò)程中的氣動(dòng)熱影響,它們都在太陽(yáng)翼背面采取了防熱措施。在高增益天線反射面背面包覆多層隔熱組件,在天線反射面包覆鍍鍺聚酰亞胺膜,確保天線溫度滿足指標(biāo)。

3個(gè)火星探測(cè)器的熱控措施基本一樣。不同的是,隨著計(jì)算機(jī)性能的提高,地面預(yù)示模型不斷得到改進(jìn)。在火星全球勘測(cè)者任務(wù)中,使用的是一維熱模型;在后兩個(gè)任務(wù)中,使用了功能更強(qiáng)大的三維熱模型。隨著地面預(yù)示模型的發(fā)展,地面人員對(duì)氣動(dòng)減速過(guò)程的把握更準(zhǔn)確。

4 氣動(dòng)減速中的熱控技術(shù)特點(diǎn)分析

處于氣動(dòng)減速過(guò)程中的探測(cè)器,由于受到自由分子流的作用,這使得其所處的力學(xué)環(huán)境與熱環(huán)境都與一般探測(cè)器有所不同,其熱控設(shè)計(jì)有如下幾個(gè)特點(diǎn):

1)與直接推力器制動(dòng)相比,氣動(dòng)減速會(huì)使探測(cè)器經(jīng)受較大的氣動(dòng)熱負(fù)荷,探測(cè)器需要有特定的迎風(fēng)面設(shè)計(jì)來(lái)承受相應(yīng)的熱負(fù)荷。探測(cè)器氣動(dòng)減速過(guò)程中,在迎風(fēng)面產(chǎn)生的氣動(dòng)熱熱流峰值遠(yuǎn)高于外部輻射熱流,火星全球勘測(cè)者號(hào)和火星奧德賽號(hào)在減速階段的平均氣動(dòng)熱熱流分別為1 600W/m2和700W/m2,而火星的平均太陽(yáng)常數(shù)為589W/m2,因此采用氣動(dòng)減速的探測(cè)器受到的熱負(fù)荷顯著增加[6]。

2)熱控設(shè)計(jì)具有抗氣動(dòng)力沖擊的特點(diǎn)。在基本熱控技術(shù)方面,與普通探測(cè)器不同之處在于,需要針對(duì)受到強(qiáng)烈氣動(dòng)加熱的迎風(fēng)面進(jìn)行考慮氣動(dòng)力情況下的熱控措施。

3)熱控設(shè)計(jì)與探測(cè)器總體設(shè)計(jì)緊密結(jié)合。從已有的幾個(gè)成功實(shí)例來(lái)看,太陽(yáng)翼是氣動(dòng)力的主要承受者,探測(cè)器上的溫度瓶頸往往出現(xiàn)在太陽(yáng)翼上。在氣動(dòng)減速過(guò)程中,通過(guò)控制探測(cè)器姿態(tài),將太陽(yáng)翼背面作為迎風(fēng)面。對(duì)于具有兩翼太陽(yáng)翼的探測(cè)器,將探測(cè)器底部作為迎風(fēng)面;對(duì)于只有一個(gè)翼的探測(cè)器,則可以將探測(cè)器主體藏于太陽(yáng)翼之后。若有體積較大的高增益天線暴露于來(lái)流之中,則將天線反射面背面作為迎風(fēng)面。通過(guò)姿態(tài)控制來(lái)定向選擇迎風(fēng)面的做法,體現(xiàn)了將熱控設(shè)計(jì)與探測(cè)器總體設(shè)計(jì)緊密結(jié)合在一起的特點(diǎn)。

4)探測(cè)器要具有根據(jù)氣動(dòng)熱流進(jìn)行自主控制的能力。目標(biāo)天體大氣層中的大氣密度隨時(shí)間、空間的不同會(huì)有變化,使得探測(cè)器受到的氣動(dòng)熱也不斷變化,進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)與合理干預(yù)往往能帶來(lái)較好的效果。因此,需要設(shè)計(jì)熱控策略,為自主控制提供熱控信息,強(qiáng)化探測(cè)器基于氣動(dòng)熱流的自主控制能力。

5 啟示與建議

根據(jù)上述分析,結(jié)合我國(guó)的衛(wèi)星平臺(tái)技術(shù)發(fā)展水平,針對(duì)利用氣動(dòng)減速技術(shù)的深空探測(cè)器熱控設(shè)計(jì),特提出如下建議供參考。

1)合理選擇迎風(fēng)面。迎風(fēng)面的作用是為探測(cè)器提供足夠的氣動(dòng)阻力,以實(shí)現(xiàn)在不消耗燃料的情況下降低探測(cè)器速度,最終將探測(cè)器軌道調(diào)整到目標(biāo)值。深空探測(cè)器的太陽(yáng)翼與高增益天線都可以作為良好的迎風(fēng)面。太陽(yáng)翼面積大,很容易產(chǎn)生較大的阻力,是必選的迎風(fēng)面。高增益天線口徑大,一方面可以產(chǎn)生氣動(dòng)阻力;另一方面高增益天線反射面背面包覆多層隔熱組件,在氣動(dòng)減速時(shí)將高增益天線收攏于星表,并以高增益天線反射面背面迎風(fēng),則可以為星表溫度敏感器件提供防護(hù)。

2)做好迎風(fēng)面防熱設(shè)計(jì)。氣動(dòng)熱是探測(cè)器氣動(dòng)減速的最大約束條件,它具有峰值大、作用時(shí)間短的特點(diǎn)。由于太陽(yáng)翼在單位面積迎風(fēng)面所對(duì)應(yīng)的熱容很小,在具有大峰值的氣動(dòng)熱作用下,太陽(yáng)翼溫度會(huì)快速升高,這使得太陽(yáng)翼通常成為在氣動(dòng)加熱條件下的探測(cè)器瓶頸?？紤]到氣動(dòng)熱具有作用時(shí)間短的特點(diǎn),可將重點(diǎn)放在對(duì)太陽(yáng)翼短期高溫的防護(hù)。對(duì)太陽(yáng)翼的熱設(shè)計(jì)要兼顧兩方面內(nèi)容:一是安裝具有一定熱容量的設(shè)施短期吸收氣動(dòng)熱,增大太陽(yáng)翼本體對(duì)氣動(dòng)熱的熱慣性,延緩短時(shí)間、大峰值氣動(dòng)熱產(chǎn)生的熱沖擊,從而實(shí)現(xiàn)在氣動(dòng)減速過(guò)程中具有良好的防高溫能力;二是在全壽命周期內(nèi)為太陽(yáng)翼提供良好的散熱通道,使太陽(yáng)翼具有適應(yīng)外熱流大幅度變化的能力。

3)做好迎風(fēng)面承力設(shè)計(jì)。針對(duì)迎風(fēng)面承受氣動(dòng)力作用的特點(diǎn),需要對(duì)迎風(fēng)面做好材料選擇與固定策略設(shè)計(jì)。高速自由分子流對(duì)迎風(fēng)面材料造成物理化學(xué)影響。從化學(xué)上看,大氣中一般都含有氧化劑,在低氣壓與高速條件下很容易氧化有機(jī)材料。從物理上看,自由分子流的沖擊對(duì)迎風(fēng)面材料形成剪切應(yīng)力,可能在物理結(jié)構(gòu)上破壞迎風(fēng)面材料。因此,迎風(fēng)面材料應(yīng)選擇具有一定抗氧化能力與抗剪切能力的材料。此外,為了防止氣動(dòng)力使迎風(fēng)面材料從星體脫落,需要對(duì)其進(jìn)行固定。

4)建立完善的熱控策略。由于探測(cè)器與地球距離遙遠(yuǎn),星地通信延遲嚴(yán)重,而氣動(dòng)減速過(guò)程中,產(chǎn)生較大氣動(dòng)熱流的時(shí)間一般在10min 左右,因此,對(duì)氣動(dòng)減速過(guò)程不可能進(jìn)行實(shí)時(shí)地面控制。需要建立合理的地面快速響應(yīng)模型,根據(jù)探測(cè)器在氣動(dòng)減速之前發(fā)回的火星大氣及探測(cè)器自身特性數(shù)據(jù),對(duì)預(yù)定減速軌道上的探測(cè)器外熱流環(huán)境進(jìn)行預(yù)測(cè),為探測(cè)器自主控制提供參考。應(yīng)用快速響應(yīng)模型對(duì)每次進(jìn)入大氣進(jìn)行氣動(dòng)減速時(shí)探測(cè)器及其組件熱響應(yīng)的準(zhǔn)確預(yù)測(cè),需要將熱分析與飛行動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)熱力學(xué)和大氣分析緊密聯(lián)系在一起,這是氣動(dòng)減速帶來(lái)的一大挑戰(zhàn)。

6 結(jié)束語(yǔ)

與普通的空間飛行相比,氣動(dòng)減速過(guò)程中探測(cè)器受到氣動(dòng)力的沖擊,并在迎風(fēng)面產(chǎn)生相當(dāng)大的氣動(dòng)熱負(fù)荷。通過(guò)從總體上設(shè)計(jì)探測(cè)器的飛行姿態(tài),并采用適當(dāng)?shù)臒峥卮胧?可以將探測(cè)器溫度控制在安全范圍內(nèi)。如此,在保證完成科學(xué)探測(cè)任務(wù)的前提下,氣動(dòng)減速技術(shù)的運(yùn)用可以大大地節(jié)省探測(cè)器降軌階段所需的燃料,探測(cè)器質(zhì)量隨之下降,能有效降低對(duì)運(yùn)載火箭的要求并削減發(fā)射成本,也能在相同火箭運(yùn)載能力下延長(zhǎng)探測(cè)器的在軌運(yùn)行時(shí)間。

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