文摘

出版介绍各个模块的体系结构集成和实现斯巴达框架。斯巴达是一个轨迹引擎,连接到一个在线分析处理(OLAP)数据库进行多维分析功能。OLAP数据库是一个在线分析处理,大气的全面列表条目探针及其车辆尺寸、轨迹数据,aero-thermal数据和材料属性如碳、硅和碳化酚醛基础烧蚀体隔热板。一种方法提出了动态TPS的设计。OLAP能够运行在一个模拟不同轨迹条件和输出存储到数据库,为适当的轨迹类型可以查询。OLAP仿真可以通过产卵设置各个线程运行轨迹的三种类型:名义上的,脱靶,过度轨迹。斯巴达图形用户界面提供飞行器的功能从列表中选择或输入轨迹和几何信息的车辆设计。DOTNET框架作为轨迹之间的中间件层引擎和web用户界面之间的用户界面和也和OLAP数据库。轨迹输出可以获得TecPlot格式、Excel输出或KML (Keyhole Markup Language)格式。框架使用一个API(应用程序编程接口)轨迹数据转换成一个格式化的KML文件,通过谷歌地球用于模拟Earth-entry飞行可视化。

1。介绍

太空探索理事会的国家愿景呼吁“人类和机器人探索太阳系的”。人类和机器人探索太阳系的是生活的寻找证据,了解太阳系的历史,并支持人类探索。但在他们到达之前,行星探测器可能之前他们提供所需的理解进一步探索成为可能。技术的进步从新的仪器,精密heatshield材料,improvized纳米技术使行星探测的重要工具在追求科学真理和起源。

支持这个使命,一个完整的计算设计框架是必要的,它自动地计算驻点加热、TPS大小,这样可以建立更好的探测分析。一个集成的行星探测器设计框架自动生成网格对行星探测车辆几何和输入轨迹飞行条件提出了出版。探针设计框架包括访问现有的探测器设计和提供了一个mini-CAD-like设计环境建设的新配置符合现有的基于类的设计。一个独立于平台的图形用户界面(GUI)、基于关系数据库驱动的工具斯巴达了生成定制的网格(斯巴达网)需要准确预测空气动力学和加热进入环境。aeroheating环境取决于轨道飞行,车辆的大小和形状。图1显示的软件架构斯巴达。自动网格生成后,它们可以与CFD工具进行分析。

一个全面的数据库不同的弹道返回车辆开发行星任务入口车辆使用手册(1]。这包括车辆尺寸和轨迹数据的胶囊已经飞过去。的斯巴达GUI提供了飞行器的能力从列表中选择和输入轨迹的几何信息,生成3 d体积网格。演示了一个几何中心给出的工作自动网格生成能力行星探测器。的应用程序还分析了影响行星探测器飞行轨迹的体积网格要求飞行速度和高度的函数。

一种方法提出了动态TPS上浆。材料属性如碳、硅和Carbon-Phenolic-based烧蚀体已经从美国宇航局艾姆斯获得热防护材料和TPS系统分支X网络数据库和建模OLAP数据库,并结合当地的用户界面。任何以前飞行星探测器可以选择从用户接口和绑定到一个从列表中烧蚀体图形界面和一个行星的轨道情况下可以运行,也就是说,可以在数据库中。这个填充轨迹数据到数据库中。可以选择两种不同的烧蚀体相同的探针和工具可以运行两个不同的轨迹和气动加热计算比较数据分析。同时,两个不同的烧蚀体类型从两个不同的类别,如碳烧蚀体和硅烧蚀体也可以选择TPS粒度分析。本研究的目的是调查进入大气时的气动热力学环境探测和生成一个自动计算轨迹数据库填充OLAP多维数据集,并提供一个全面的流场分析等调查。

2。软件架构

总体软件架构如图1。前面的图形用户界面允许用户提供输入轨迹,计算几何和网格生成。它连接到一个广泛的行星探测数据库和matlab / Java计算引擎,用于生成飞行轨迹数据。基于飞行条件和探针规格,几何引擎结构车辆配置。它还生成定义的外边界流入和流出表面网格生成的计算量。几何构造feed直接GridPro并用于自动设置网格拓扑结构和表面网格生成的任务。的GridPro Ggrid解算器(2)然后在后台运行生成体积网格。整个过程会导致高质量体积网格和对用户是透明的。新兴信息技术的增长,异构系统是快速发展的,这提出了一个分布式分析系统的必要性。因此,考虑到这一点,一个独立于平台的工具了。此体系结构中立的代码能够执行在任何平台进行分析,而无需重新编译。

2.1。图形用户界面

基于gui的分析工具是在Java开发的独立于平台的环境。图2显示了探针的设计选择中提供斯巴达接口。一个行星探测器可以选择从用户界面飞行器下拉菜单。当飞行器选择,适当的初始轨迹和车辆尺寸数据填充在关系数据库的输入框。输入框中的值可以更改用户或填充的值可以用来运行轨迹模拟。用户也可以选择一个驻点相关性,Fay里德尔或萨顿的坟墓相关的接口。

用户可以从列表中选择一个飞行器轨迹分析行星探测器可用探针设计的数据库如上解释或构造一个新的配置。这是通过调用几何引擎在GUI。汽车构造后,轨迹计算通过调用计算引擎从GUI中。最后一步是自动生成表面和体积网格(3]。的TopoGen效用是构建拓扑中,内部和外部的表面预处理,设置的GridPro网格生成程序。

2.2。大气剖面

斯巴达设计环境也轨迹代码链接到适当的行星大气模型根据经验选择行星探测器。利用地球大气模型斯巴达输入轨迹设计和分析1976年美国标准大气对地球被称为GAME-General地球大气模型建模为一个子程序来计算压力,密度,温度,雷诺数和声速高度的函数。克模型(4的火星、金星、泰坦和海王星被用来计算大气压力,温度和密度,配置文件。克模型的优点是它能够包括季节性依赖,地理也依赖模型不确定性的能力,等等。

2.3。大气探测模型

探测器模型的轨迹是一个质点模型和两个翻译和一个旋转(三自由度)在一个球形的地球。它集成了运动车辆的弹道方程输入轨迹生成没有电梯只在重力和身体的行为。图3显示了不同空气动力作用于身体。车辆模型是由一系列的参数定义的几何探测器包括身体直径、锥半张角以及鼻子半径和肩膀。的空气动力学特性调查随后来自车辆的几何形状。

修正的牛顿流理论(非功能性测试)是用来评估的压力系数在身体和推导出阻力系数的配置。非功能性测试遵循标准的牛顿正弦平方定律,使用正确的调整给驻点压力系数。修改这里的牛顿流动代表(在1)的压力系数,

在哪里是本地的表面压力系数,

在(2),是当地的表面压力,是freestream静压,是freestream动态压力。的偏转角 流之间的角,身体表面,如图4和评估的最大压力系数在驻点背后发现一个正常的冲击波。调查的弹道系数来源于空气动力模型

在哪里是质量和是身体的部分区域。弹道系数越高,减速和热负荷越高。一旦确定了弹道系数,斯巴达的条目配置文件提供了许多不同的速度()和入口角度()。

2.4。Java框架和斯巴达平行

平行斯巴达是一组纯Java程序基于Java线程的概念以及Java远程方法调用(RMI)作为一个测试套件的适用性Java面向对象编程(OOP)方法用于大规模应用在航空航天工程。这是决定在Java代码,因为它很容易携带和独立于平台的。Java OOP方法提供了深刻的提高软件生产率的主要好处是使用Java程序员并使它非常容易使用线程并行性是主要的途径,因此速度在共享内存的机器上许多现代机器的体系结构。

多线程机制从代码提供了改进的性能,因为许多机器有额外的处理器可以运行额外的线程。在“C”语言,不仅很难创建线程但也很难管理线程,因此程序员很少在他们的程序中使用线程。然而,在Java中是相对容易产生一个新的线程和线程管理更容易。因此有一种自然倾向使用线程在程序和线程应用程序变得更加自然和广泛。尽管Java编译的程序的主要优势是静态编译,它仍然必须做一些运行时检查,因为检查空引用,数组边界检查和运行时类型检查不可能在编译时完成。这使得Java程序更健壮,但这也使得生成的代码有点低于相当于“C”计划。然而,许多这些检查可以减少或消除在运行时由本机代码生成器。

在斯巴达通过线程,并发性是实现概念。线程同时运行,线程处理器的映射以及调度由Java和操作系统。因此我们有办法动态负载平衡的并行应用程序没有明确将任务分配给处理器:据说一个线程的应用程序self-scheduling。Java还提供一个机制来同步线程和线程之间发送消息。此外我们不再需要消息传递库MPI和PVM线程间通信等,但是我们可以使用共享内存或远程方法调用(RMI)。

Java编程语言提供了一个内置的套件写作特点使其极具吸引力高质量、可移植的并行程序。Java的原生异常模型,纯对象制定和强大打字使程序更容易构建、调试和维护。线程提供一个优雅路线对共享内存架构的并行性。期待伟大的数值性能的改善,对于数值收敛更快,这是决定并行化斯巴达并将测试一个纯Javan - s解算器可能会执行。套件包括一个平行的n - s的能手。斯巴达测试32核Intel机器上和一个四核处理器的服务器。而加速的迹象是优秀的在两台机器上,承诺一个高质量的线程调度程序,显然需要大量的单处理器性能的改进。

3所示。OLAP多维数据集和多维分析数据库

3.1。OLAP多维数据集

OLAP多维数据集构建了多维轨迹分析(5]。一个立方体的存储多维数据;它被定义为维度和测度。不同维度中填充数据库。几个措施密集的在数据库中每一个维度。这些变量特征的措施:有效的刀尖半径()、刀尖半径(),肩半径()、圆角半径()、车辆的质量(),初始飞行路线角()和初始入口速度()。一旦这些指定不同的值在多维数据集和维度三自由度轨迹引擎运行时,它填充数据库,所有这些不同的排列和组合的设计参数和从数据库中取出数据可以通过指定一个查询或通过选择合适的设计参数的一组飞行条件。

OLAP多维数据集维度和测度的构造多维数据集编辑器,如图5。措施的设计参数建模的OLAP数据库。这些设计参数可以改变,形成了多维数据分析的基础能力。图6显示了23个不同的探测建模为多维数据集维度成员。一旦这些探针的设计参数在数据库建模的措施,从轨迹图形用户界面,选择飞行器,适当的维度和测度的OLAP多维数据集加载轨迹作为输入。一旦运行轨迹,从三自由度轨迹生成的数据引擎和填充回数据库。从这一点上,它是数据挖掘来检索数据指定的飞行条件,因此初始入口速度的变化,例如,一个新的运行并不是必须的,它只是一个获取的OLAP多维数据集通过浏览维度数据。

3.2。轨迹的数学数据存储和数据挖掘

多维数据集的逻辑存储介质是OLAP数据库。立方体OLAP数据库的表就是一个关系数据库管理系统(RDBMS)。多维数据集呈现给外部世界、用户和前端应用程序,一个潜在的交点,即对每一个成员的一个细胞每一维度与每一其他维度的成员。多维数据集的能力给模型中的多个循环轨迹代码,而不必编写循环。一些三维的值改变斯巴达立方体的轨迹有关的代码。他们还提供了一个功能改变128设计参数。轨迹代码运行一次,填充数据仓库工作通过改变这些设计参数。数据挖掘技术是用来钻取数据,从数据库中查询特定的飞行条件。

斯巴达为这些三维立方体有多个值,如图7:(一)初始飞行路径角度,(b)初始入口速度和(c)鼻子半径。多维数据集这一词所暗示的那样三个维度。事实上OLAP服务器多维数据集可以包含多达128维度。每点高度集成,改变所有的设计参数模拟运行有五个不同的值为每个设计参数包括128循环与五种不同的价值观和填充巨大的数据库中的数据集。这仅仅是一个点的高度从400 000英尺的大气界面阿波罗车辆类型。用户指定的海拔1000英尺的增量0英尺在海中溅落在涉及400模拟车辆穿越轨迹仿真生成巨大的数据集。选择一些设计参数生成数据和占地小空间。明智的和有限的一组设计参数的探测成为强制性虽然在实践中有128个不同的变量来玩,同时生成轨迹数据。等大量数据,高效的数据检索和数据挖掘技术成为当务之急。

轨迹引擎需要一段时间是否包含在模拟更多的维度。每个变量最多可以有5的值。如果每个变量有五个不同的值,那么在这种情况下,每个变量形成一个独立的循环和轨迹引擎运行在125年这三个循环填充数据排列和组合这些设计变量为每个单点的高度。整个设置填充整个高度集成在数据库中。因此向下钻取的方法来获取数据的OLAP数据库变得必要如果几个方面指定轨迹模拟运行。表1和2显示数据查询(向下钻取方法)填充了OLAP多维数据集的数据库不同的五个不同的角度值条目,条目速度,和鼻子半径(128年的三个维度建模)。同时,斯巴达框架可以从数据库获取的最佳轨迹基于最小热负荷或最小值除此之外选择的优化部分的图形用户界面。

数据在表1和2已经获取(还是查询)从一个指定的查询OLAP分析经理,可以专门定制适合的入口条件之一,用于OLAP多维数据集来填充数据库。所以,这个想法是为了运行轨迹引擎只有一次为几种不同的设计条件和填充数据库与巨大的数据集,所有不同的排列和组合的轨迹数据相关的特定的飞行器,后来检索指定的飞行数据和设计条件的调查。最初进入飞行条件的OLAP多维数据集阿波罗车辆从阿波罗体验报告6]。

3.3。DOTNET-Driven从分析

关系数据库管理系统斯巴达DB已经开发和集成了DOTNET网页可及性的框架,如图8。RDBMS允许将数据现有的行星设计分散在不同的表像从几何、材料,通过一列等等有关,例如,飞行器(7]。

数据库管理器允许选择性数据检索通过. net web应用程序用户界面如图9。行星探测器在微软的SQL Server数据库开发,通过填充DOTNET web应用程序根据行星身体组织。填充下拉列表选择一个行星的图形用户界面提供了所有的探测器飞到特定的行星如图10。

DOTNET Web应用程序从飞行器数据库和检索的数据填充特定于浏览器的所有飞行器进入大气层的行星。每个飞行器包含从气动、几何和TPS信息从数据库中,并显示在web浏览器(7]。单击一个特定的飞行器发射的GUI从所有数据从数据库检索并填充在GUI如图12。三自由度质点轨迹代码可以从这里执行。

因此,轨迹代码可以运行作为一个独立的独立模式也从网上。轨迹运行的代码从web接口与web服务器作为计算完成在服务器和轨迹数据显示在浏览器作为一个格式化的HTML输出,为策划能得救。独立的轨迹代码自动生成轨迹ASCII文件中的数据并调用可视化工具TecPlot [8策划)。

轨迹代码斯巴达可以从DOTNET调用用户界面和可以执行从web架构如图所示8。斯巴达连接数据库OLAP多维分析功能。OLAP能够运行在一个模拟不同轨迹条件和输出存储到数据库和适当的数据可以查询轨迹类型。例如,因为任何一个行星探测器从数据库维度,OLAP仿真可以设置运行轨迹的三种类型:名义,脱靶,过度的轨迹。这个艾滋病作为一个很好的初步设计基于轨迹的TPS大小和设计的工具。

DOTNET接口提供了很多选项可供选择设置轨迹模拟。从DOTNET界面,用户可以选择一个飞行器和适当的轨迹数据,飞行器的几何形状和维度数据从数据库中取出并填充到GUI。在这一点上,用户可以灵活地改变或使用的值填充的值。用户也可以选择Fay-Riddell或Sutton-Graves对对流驻点分析和相关性Tauber-Sutton进行辐射驻点分析。基于所选择的飞行器,heatshield材料自动从数据库中选择。OLAP数据库有不同类型的烧蚀体。碳(或硅烧蚀体可以设置为任何车辆做初步分析。类似地,可以调用任何大气模型的车辆选择。图11显示了DOTNET UI框架,当飞行器像火星探路者从UI,选择适当的轨迹,几何,heatshield和材料数据,和大气飞行都是自动填充到UI从数据库如图12。大气模型MarsGRAM heatshield材料SLA_561V这是用于探路者探针调用。

给出仿真参数供用户选择仿真轨迹运行终止条件。可用选项表面的影响,最远点,马赫数,和高度。选择表面的影响导致轨迹运行模拟和生成数据,直到车辆影响目标的身体表面。最远点是在规定的最远点aerocapture车辆高度和终止高度的轨迹运行。马赫数是运行轨迹,直到马赫数马赫数低于指定值。高度选择是终止轨迹运行,直到达到指定高度的模拟。

3.4。推动谷歌重新从DOTNET可视化框架

谷歌地球的商业发射(GE)在2005年彻底改变了地球进入飞行模拟。虽然其数据分析能力不足而更传统的地理信息系统(GIS)包,大大简化了使用更丰富的比之前的地球浏览器交互。对于一个简单的地理空间数据的探索,它是无与伦比的易用性。通用电气商业从架子上(COTS)技术方案9)是免费的,将地理Earth-entry获得高质量图像的范围内任何航空航天研究科学家配备一台电脑连接到网络。

3.4.1。锁眼标记语言

锁眼标记语言(KML)是一种基于xml的语言模式表达地理注释和可视化现有或未来的网络,二维地图和三维地球浏览器。因此,它有两个主要原因。KML的第一部分是语义层由一组标签来标记地理空间原语像两个——和三维规范点,线,和多边形表示地理空间数据,而第二部分是关心数据应该显示在谷歌地球。因此,它包含语义和表示层的混合物。为了使通用电气作为可视化平台,访问,数据必须在KML格式,这样生产再入轨迹可以模拟。这个任务,虽然没有受过良好教育的程序员熟悉XML的征税,并不完全是微不足道的。KML是另一个错综复杂的数据格式必须学习。

框架使用一个纯Java库,生成KML输出显示地理空间数据的最常见的有趣的形式。斯巴达框架提供了选择输出轨迹数据转换成KML,谷歌地球的原生格式以便重新可视化模拟在谷歌地球的商业包装,如图13。使用这个API不需要先验知识的KML最终用户。API预计数据数组的形式,很可能已经存在,将创建的图形元素,用户最有可能想要的。谷歌地球解释其原生KML格式和生成轨迹的飞行可视化的条目。

4所示。轨迹分析

4.1。阿波罗几何

前半部分的几何阿波罗4是几何相似,用于其他阿波罗任务。它是30度锥球头半径为4.69 m,车辆的高度3.91米,面积12.02和车辆的质量5424.9公斤。弹道系数被计算395.8。

的阿波罗胶囊是出于演示的轨迹分析能力。一个样本轨迹数据如表所示3在数据(15日)- - - - - -15 (f)。在GUI展示的例子中是第一个填充阿波罗特定的任务和设计信息从行星探测检索数据库。大气条件和车辆尺寸用于条目斯巴达环境执行轨迹的计算。一个四阶龙格-库塔集成是用于轨迹计算推进微分方程的解决方案来解决以下设置:

4.2。脱靶,过度轨迹

行星进入汽车设计,大气条目信封通常是有界的未达到目标和过度轨迹。一般来说,一个名义上的轨迹角定义对于一个给定的条目,以及过度和未达到目标轨迹。的过度轨迹的特征是最浅的条目的角度考虑到目标的不确定性,和TPS设计目的与热流密度低于相关联名义上的但与更高的热负荷由于热脉冲的时间越长。这个轨迹通常是用于TPS大小,因为它会导致最大的TPS厚度。

驻点加热执行分析使用Fay-Riddell(10)的相关性。交通特性如粘度系数和导热系数建模使用萨瑟兰定律为每个数据点沿飞行轨迹。用户输入包括最初的纬度,经度,惯性速度,重新进入高度,和初始飞行路线角和这些值可以改变在GUI(如果需要的话)。

轨迹生成的数据斯巴达火星探路者调查如表所示4使用MARSGRAM大气模型。轨迹代码生成车辆的freestream速度,飞行路线角,减速,驻点加热、雷诺数和马赫数沿轨道高度的函数。重新计算时间和范围。轨迹计算数据所示(15日)- - - - - -15 (f)为选定的大气输入条件和数据显示飞行速度的变化,雷诺数、驻点压力,减速对大气高度在高超音速弹道重返大气层。分析了三种不同的飞行器轨迹不同的飞行路线角值()和弹道系数()。

的斯巴达设计环境自动链接三自由度轨迹代码来适当的实证模型根据地球大气的选择计算压力、密度、温度、雷诺数和声速高度的函数。计算轨迹数据可以导入策划和进一步分析。汽车的飞行路线角和自由流条件用于选择沿着轨迹飞行条件构建定制的网格根据捕获高超音速流动反应现象。

4.3。轨迹数据

初始入口速度阿波罗4是36 545英尺/秒的大气界面400 000英尺(6)和初始飞行路线角(11]。中使用的初始输入速度斯巴达是22500英尺/秒的大气界面250 000英尺和初始飞行路线角的因此不同马赫数,减速之间的负载轨迹数据,和实际的阿波罗4飞行轨迹数据。关于aeroheating,弹道轨迹仿真的关键参数是输入角度,入口速度大气界面,和机器的质量。斯巴达代码有能力生成轨迹数据选择飞行器(从GUI)通过改变一些参数:用户可以改变,鼻子半径、初始飞行路线角、初始入口速度等等,研究轨迹的变化,因为变化的设计参数。这是打算是一个很好的研究模拟和教育工具。

阿波罗胶囊是选择轨迹分析,因为他们有相同的车辆尺寸和故事情节(15日)- - - - - -15 (f)显示不同的轨迹,因为他们最初的飞行路线角和为这些飞行器弹道系数是不同的。一个样本轨迹数据如表所示3。数据(15日)- - - - - -15 (f)显示飞行速度的变化、雷诺数、驻点压力,对大气在返回大气层时高度和减速。分析了三种不同的飞行器轨迹不同的飞行路线角值()和弹道系数()。数据(15日)- - - - - -15 (f)显示阿波罗AS201初始飞行路线角,阿波罗4的初始飞行路线角,阿波罗6的初始飞行路线角。这些情节也显示不同的轨迹,因为他们最初的飞行路线角和为这些飞行器弹道系数是不同的。的最大减速出现在大约50 000英尺高度接近最大驻点的高度热负荷700 BTU /第二在52 000英尺的高度。

4.4。轨迹数据

斯巴达比较和评估行业标准工具如程序优化模拟轨迹:职位(12),和轨迹优化工具:TrajOpt。《华盛顿邮报》和奥蒂斯(13]工具是多年的研究和开发的产品。虽然有能力的建模大多数车辆轨迹和基于测试sound-proven算法,不幸的是他们的遗产代码和传统结构使他们笨拙的包装他们在计算流体动力学解算器。他们主要是用FORTRAN编写的,使用长详细名称列表生成一个输入甲板轨迹引擎来解析。邮报》和奥蒂斯是基于与梯度优化器通常需要好的设计变量的初始猜测产生有意义的解决方案。这负担用户和阻碍了自治解决执行尤其是与CFD流。从经验中我们知道,用这些工具和其他商用软件轨迹,轨迹计算消耗显著分析周期,因为优化本质上是计算昂贵,许多优化失败或产生精确的结果要求用户干预纠正优化。

斯巴达轨迹引擎设计与思想;因此轨迹计算是完全自治的,从一个GUI驱动的。轨迹引擎连接为多维OLAP数据库分析能力(5]。OLAP数据库是一个在线分析处理,大气的全面列表条目探针及其车辆尺寸、轨迹数据,从数据和材料属性如碳、硅和carbon-phenolic-based烧蚀体。OLAP能够运行在一个模拟不同轨迹条件和输出存储到数据库和适当的数据可以查询轨迹类型。例如,因为任何一个行星探测器从数据库维度,OLAP仿真可以设置运行轨迹的三种类型:名义,脱靶,过度的轨迹或所有三种类型可以设置使用线程同时运行。

基准分析,斯巴达轨迹数据相比对帖子和TrajOpt轨迹数据为两个不同的汽车飞在两个不同的大气。阿波罗胶囊被选为火星行星地球进入和火星探路者条目。飞行器配置评估在帖子,TrajOpt,斯巴达基准分析阿波罗6重新配置文件。数据(16日)和16 (b)显示,再入飞行速度和高度的信封。速度峰值热被发现8.32公里/秒斯巴达计算和8公里/秒左右的其他轨迹工具用于基准测试的阿波罗6胶囊如表所示5。火星探路者,速度峰值加热被发现6.5公里/秒,最大101.56 W /对流热通量如表所示6。图16 (b)比较高度与速度的轨迹代码相比对实际的探路者飞行数据基于机载加速度计测量(14]。轨迹的工具似乎同意重建的飞行数据和生成的轨迹数据斯巴达机器的机器上特定的架构代码比较。

文章使用更传统的直接射击方法,计算状态变量作为时间的函数在整个轨迹,这保证问题的物理模拟是准确的时刻。这使得基准对一个完美的候选人斯巴达。

5。对流和辐射驻点加热分析

5.1。Fay-Riddell Sutton-Grave,迈克陶贝尔加热的相关性

引入平均比热,常数路易斯,和普朗特数量(和),费伊和里德尔提出了一个经验相关定义驻点热流密度(单位面积上的升温速率)向一个完全催化,热墙。驻点传热速率为地球已经建模使用Fay-Riddell理论(10),Sutton-Grave相关性(15]中描述(5),给出了热通量

在哪里对流传热率到飞行的身体,单位面积,基于行星大气是一个常数,是freestream密度,是飞行速度。的升温速率在W /如果速度是公斤/ m / s和密度。概要条目的最大加热率是评估的驻点(5)和一个可以看到鼻子半径越大,热量越低利率:总热负荷的任务来源于集成热价的热峰值在条目。辐射传热计算使用Tauber-Sutton辐射加热相关的地球和火星(16]

在哪里基于行星大气是一个常数,半球形的鼻子半径在吗,公斤/ freestream密度,是一个列表函数的速度在16]。驻点的总热负荷计算通过添加驻点对流和辐射组件

当探测器进入行星大气层在超音速速度,冲击后形成的温度可能会变得足够热排放大量的辐射。辐射特性主要来自流的非粘性激波层区域高度显著或几乎完全分离和电离,最强烈的停滞。辐射会很酷的非粘性的地区。随着辐射穿过寒冷的边界层附近墙上,吸收辐射减弱,作为回报,边界层加热。

这种能量平衡发生从高温非粘性的地区寒冷激波层的边界层区域,也就是说,对墙的方向。一小段的辐射热流达到墙上反射的墙在某种程度上取决于墙的反射。反射的辐射会导致辐射传输的方向从墙上的冲击波,也就是说,对冲击方向。当辐射的大小一样大是可比的对流热通量在墙上,辐射传输现象必须占在热负荷的计算。

故事情节在图17显示的比较计算辐射加热用火II飞行数据和描述的工程相关性陶贝尔(16,17]。车辆配置消防二世是一个轴对称,球锥截球形弹体前部,与一个小圆角半径描述(18]。这个轨迹点对应于第一个火II heatshield,刀尖半径为0.935米。辐射工程相关性的结果列在下表中7。

辐射加热钝条目的大小车辆速度的函数,高度(密度),shock-standoff距离。分析执行阿波罗条目,stagnation-point-standoff距离是假定各不相同,因为它将为一个球体。这个距离决定了空气冲击层的厚度,在平衡和非平衡辐射条件。

5.2。有效的刀尖半径Nonspherical配置

对流和辐射加热的相关性Fay-Riddell和Sutton-Tauber可以用来计算驻点加热率只在半球形的鼻子:什么时候。当事实并非如此,这些相关性不能轻易应用和一个有效的鼻子半径必须确定计算驻点钝头体升温速率。有效半径相当于半球形半径将产生相同的速度梯度,计算钝头体(19]。一个有效的鼻子半径决定了每一个探测器在一个零角度的攻击。对于配置,一个等价的半球形的鼻子半径是用来计算驻点的传热系数值所示(20.),让同样的冲击对峙距离绝热流动。它已经被观察到埃里森(21有效的鼻子半径减少刀尖半径减少和圆角半径增加。

6。Heatshield超音速环境的作用

6.1。高超音速环境

在其进入行星大气层,探测器将大部分的动能转化为热能。只有一小部分的热量进入探测器,但这部分热量相当于几百或几千千瓦/在高峰加热条件。这样的高通量需要一个专用的热保护系统(TPS)。最大热通量遇到在高超音速轨道的一部分,通常在马赫25,在流动的条件是一个连续体。在这种情况下,一个强大的冲击波在汽车前面的能级大气电离和发射热辐射发生。隔热板的主要功能是保持一个有效载荷过热。在某些情况下,盾牌也被用作一个结构元素。在超音速条目,车辆被高温流(通常超过6000 K),高速等离子体部分分离,电离和自由度的兴奋(振动和电子)。除了气体可以在化学和热平衡,根据热力学和入口条件和各种之间的耦合过程会出现。再入飞行器的传热特点是通过以下机制如下所述。

温暖的流比TPS物质通过对流扩散和转移热量到盾牌。过渡的流动从层流到湍流通量增加到100 - 200%或更多。热量通过传导的墙存储。传导的特点是热导率(TPS的材料和储存的热量的特点是比热的材料。等离子体中的原子物种倾向于重组墙上一个相对冷1000 - 2000 K左右。当他们重组,重组的原子释放热量。复合原子的数量heatshield取决于材料的catalycity,等离子体和物种的扩散。催化材料可以体验三次热通量高于非催化的放置在相同的环境中。发出的辐射热流是高温气体和相应的仍然可以高通量加热墙即使流发出的辐射功率低焓相比,情况没有必要占辐射源项流能量方程。大多数TPS的墙材料可以用黑体温度和发射率发出一个通量,在那里是玻耳兹曼不变:W。墙上反射入射辐射热流的一小部分。吸热的热通量可以是重要的,在某些航班政权,可能发生氧化的表面。完整的氧化可以扩散限制可用氧的运输通过边界层。

辐射隔热要求高发射率和热扩散率(陶瓷和轻烧蚀体)和限制输入的热量再辐射入射通量的一大部分。烧蚀防热套(光介质和密度)将失去大量吸收的热量。反光隔热高发射率(超纯硅纤维、聚四氟乙烯)。他们只是转移入射辐射热流。散热器热盾(金属,如铍)将吸收和分配热量(大比热和大型电导率)。在实践中,TPS材料结合这些函数或多或少。最常用的技术很高的热通量大于10 MW /人口加载酚醛烧蚀体如碳和硅酚醛。使用碳酚醛在美国先锋金星和伽利略号木星探测器和这些材料还用于大型火箭喷嘴的应用程序。通过烧蚀表面衰退可能是一个原始的烧蚀体厚度的重要组成部分。材料的选择和选择的质量有很大影响的盾牌。

6.2。烧蚀和Nonablating TPS材料

TPS保护(隔离)的身体严重通过行星大气层加热过程中遇到超音速飞行。由于TPS的单点故障子系统,是至关重要,通过地面测试需要验证其性能严格的分析。一般来说,有两类TPS:可重用的TPS(或Nonablating)接触后,进入环境没有变化的TPS的质量或性能的材料。一般来说,重用的TPS材料是有限的相对温和的环境中(例如,航天飞机)。的主要特征可重用的TPS是辐射和对流加热导致大量的能量被再辐射加热表面剩余的进行TPS材料。

相比之下,烧蚀TPS材料适应高加热率和热负荷通过相变和质量损失。烧蚀材料的经典方法TPS 40多年用于广泛的应用程序。直到目前为止,所有的美国宇航局行星进入探测器用烧蚀TPS的材料。烧蚀TPS材料的特征见图18。增强复合材料采用有机树脂作为粘结剂使用在大多数TPS烧蚀材料。加热时,树脂pyrolyzes生产气体产品(主要是碳氢化合物),渗透向加热表面和注入边界层。树脂热解产生的碳质残留物在强化存款。由此产生的表面材料称为字符。热解过程通常是吸热和热解气体被加热渗透向表面从而转移一些能量从固体到气体。热解气体边界层的注入改变了边界层特性,通常导致对流加热的减少。然而,气体可能进行的化学反应边界层的气体会影响净表面加热。此外,这种现象称为表面的衰退一定会发生,这是表面材料之间的化学反应的影响和边界层的物种,导致消费的表面材料。这些反应可以吸热(蒸发、升华)或放热(氧化)和净能源必将产生重大影响。

有几种类型的烧蚀材料,每个班都有自己的突出性能限制。通常,烧蚀TPS材料分类的密度,也就是说,低密度,密度,中期和高密度。材料强度与密度增加,但如此热导率。因此,材料的选择对于一个给定的任务入口环境需要烧蚀和绝热效率之间的平衡而认识到最优性能的每个类材料的机制。之外使用材料时的最优区域,其性能是效率低下导致nonminimal TPS质量分数。分数的条目调查质量,致力于TPS材料叫做TPS质量分数。

对流和辐射加热点计算的目的是最终热保护系统分级消融和nonablating材料。TPS分级可以执行之前,四个关键参数必须评估:峰值热流,热负荷,减速,峰值和动压峰值。材料热响应模型必须开发和验证以适当的测试数据。烧蚀heatshield材料选择基于峰值热流和动态轨迹的压力和材料的TPS厚度(质量)栈是由集总热负荷。对于载人任务,峰值减速具有十分重要的意义,因为这可能会导致大灾难,如果减速负载超过公差范围。例如,载人的最大减速上限返回地球从月球返回地球低轨道(LEO)或10 g。另一方面,长时间曝光后进入火星大气零重力,上限是4 g。动压峰值也起着至关重要的作用在最外层的TPS的选择材料如果散裂是一个问题。

在斯巴达代码,每当一个轨迹仿真驻点压力超过这个限制,提醒用户和中止模拟运行的代码。为sla - 561 v(探路者烧蚀TPS),最大驻点压力是地球25.332 kPa 0.25自动取款机和最大热通量约300 W /。的探路者减速伞烧蚀材料(sla - 561 v)可以保持其物理结构完整性的驻点压力25.332 kPa(0.25地球自动取款机)或更少。在驻点压力超过25.332 kPa,表面散裂减速伞的烧蚀材料发生,有效改变减速伞的空气动力特性,并创建一个加热资料的不确定性。同样为异食癖(星尘号TPS材料),最大热通量是1600 W /(驻点压力1.0地球自动取款机)。对碳化酚醛(隔热板伽利略探针),最大热通量是35 000 W /和8自动取款机。同样,热物理值被编译为几种不同的TPS材料和在数据库中是可用的。

这张支票点数据在数据库中存在的TPS材料和斯巴达获取的最大临界值时材料从材料性能数据库选择一个适当的TPS材料从轨迹的用户界面,并检查它在仿真运行轨迹是否超过这个极限轨迹运行的任何时候。因此,轨迹必须设计高峰值像滞止压力峰值,峰值热负荷和热率峰值小于材料属性关键值在数据库中对于材料的选择模拟。目前,没有其他轨迹代码可以做这种违反检查db-driven轨迹仿真和材料。忽略这些值结果在TPS材料失败和TPS是任务的单点失败。目前,隔热板材料在航天飞机等空间飞行器可以承受的总热通量50 W /不会造成烧蚀的材料。先进的防热罩材料被认为是能够承受高达70 W /。当对流和辐射热量通量之和超过最大允许热流值,热屏蔽材料烧蚀。在消融过程中,把热能转换为蒸发的潜能。

6.3。伽利略烧蚀TPS

的伽利略木星探测器是有史以来最具挑战性的条目的任务由NASA和被认为是历史上最困难的大气条目。探测器采用一个钝锥减速伞如图44.86度19它进入木星大气层的速度(大气相对速度达到450公里超过1条参考高度)。前半部分TPS采用完全致密碳酚醛(),当时,是最好的烧蚀体可用。入口环境非常严重,估计的峰值加热(结合对流和辐射)的顺序总集成的热负荷。伽利略经历了一个高达约230 G的减速效果()和峰值驻点压力减速伞抛弃之前9条()。

冲击层最高温度达到大约16000 K(比较:太阳能光球层仅仅是5800 K)。近26.5%的伽利略调查的原始条目质量335公斤的蒸发在70 -第二热脉冲如图20.。调查经验的最大消融速率为7.4公斤/ s。前半部分烧蚀防热罩失去大约79公斤;大约90%的损失发生在16秒的脉冲加热,主要是由于激波层辐射。计算预测表明,边界层预测是刮掉表面的加热和对流加热峰值接近零。总热通量约达到顶峰。相比之下,峰值总热通量经历火星探路者减速伞,经历了一个成功的火星探测器,最高,阿波罗4(- 501)命令模块,重新在10.77公里/秒(大气相对速度在121.9公里高度),经历了峰的总热通量。保守的设计是用于设计伽利略调查。在的情况下伽利略探测器,辐射热流和湍流冲击层随着TPS材料响应并不清楚,因为极端状态的探针的输入条件。使用的烧蚀TPS材料碳化酚醛和隔热板是用于先锋早些时候金星探测器设计祖先伽利略调查。TPS材料表面衰退底部附近的平截头体实际上是大于预测或期望值调查。

6.4。材料性能数据库

一般来说,有两类去除材料用于行星探测heatshield。碳和硅烧蚀体。酚醛树脂浸渍碳烧蚀体(异食癖)是一种烧蚀材料,使用聚合物的分解吸收能量和消融机制和再辐射拒绝在热表面。气体热解和表面烧蚀是复杂的过程,涉及很多物理现象。一个全面的数据库现有的行星探测器的设计中提供了斯巴达框架。轨迹和几何数据,他们的车辆维度,从数据和材料属性如碳、硅和carbon-phenolic-based烧蚀体存储数据库中的每个探测器。除了胶囊形状,根据地,鼻子半径、有效载荷质量,和探针的弹道系数是存储在数据库中。图21显示从数据库配置生成的探路者,海盗,和《创世纪》类车辆。用户可以修改现有的汽车设计通过改变几何特性的GUI。

关系数据库管理系统开发访问数据库行星探测器。数据库扩展跨多个表。表8和9例如,链接通过一个共同的列飞行器因为它是明显的表。单独的表车辆几何、热保护系统,以及包括轨迹和空气动力学数据。数据库管理器允许选择性数据通过用户输入的查询检索。材料属性如碳、硅和carbon-phenolic-based烧蚀体已经从美国宇航局艾姆斯获得热防护材料和TPS系统分支X网络数据库(22),William-Donald的热物理属性数据(23到本地)和建模斯巴达OLAP多维数据集数据库和与用户界面集成。这样一个动态的TPS上浆方法建模。热解、消融和衰退的前半部分计算每个点的轨迹中材料选择从用户界面设计。

进入地球大气层的高超音速再入飞行器在返回从一个行星任务,其入口速度是双曲线,大于11.3公里/秒的逃逸速度。从阿波罗航班的经验,我们知道双曲条目将产生大量去除环境中。火星条目,逃逸速度为5.1公里/秒,大量去除环境中可能发生如果入口速度大于8公里/秒,如果车辆很大的鼻子半径3米或更大的订单。因此,必须准确地对TPS材料烧蚀温度模型。

6.5。TPS分级

计算输入车辆的热响应的热保护系统可以非常复杂。高保真度计算的热响应使用一个程序(如Aerotherm炭化材料的热响应和消融程序或CMA (24)可以是相当复杂,特别是当一个人认为需要大量的数据作为输入的程序。特别是,生成表面化学输入和热解气体焓要求额外的平衡,或非平衡化学代码,运行。广泛的手动输入甲板必须设置为这些化学代码也需要健康知识的构成材料以及热解气体的组成。为了完成这个分析,热响应模型必须开发和相关电弧喷射测试数据,一组表面化学表包含各种各样的表面条件必须可用,必须开发和热解气焓模型。如果这些模型不存在和热解气和TPS的确切组成材料不知道,构建和运行一个高保真CMA模型准确性和收敛解的角度看问题。CMA是一维材料与深入分解热响应代码,解决了能量方程和热解气的效果。

在斯巴达,车热响应的近似计算方法,使用热消融数据来估计隔热板在进入衰退。这一分析耦合一维有限差分计算,决定深入热响应。一维有限差分深入解决方案不占热解气体通过材料能量吸收,但考虑到材料的热分解。因为它是连接的斯巴达框架中,输入来自轨迹数据,包括相对速度、大气密度、压力,和对流热率作为时间的函数。近似方法工具然后计算辐射加热,复苏焓,墙焓,表面压力和传热系数。最终,它决定了衰退厚度、总厚度,隔热板区域大规模基于热响应驻点。一个统一的厚度heatshield建模。在现有的大气返回数据库系统中,数据库建造和材料为常见的烧蚀热防护和子结构添加材料。用户定义的材料可以很容易地添加到数据库,而无需修改的热保护系统分段代码斯巴达的框架。

烧蚀材料常数存储包括使用的分解动力学常数阿伦尼乌斯密度分解公式,树脂体积分数、的生成热、导热系数、比热、发射率、热烧蚀曲线拟合常数。这里有两个组件来提供的近似技术(25]。第一个组件利用稳态消融的假设,采用热消融,或,估计衰退期间条目。第二部分深入涉及到计算温度响应预测所需的材料绝缘粘结层温度低于指定的限制。使用有限差分计算深度的温度响应完成配方的深入传导材料。经济衰退速度上任何即时时间可以计算(8)通过使用热消融。总衰退之后发现通过整合经济衰退率在整个轨迹。这个配方是保守,通常会overpredict衰退率:

在(8),是经济衰退率,热壁热流密度,材料密度,热消融。热壁热流密度可以计算

驻点复苏焓所示(9)从以下计算:

自由焓流()空气计算基于空气的平衡性质基于曲线符合Srinivasan和Tannehill [26]。复苏焓和冷壁热率,可以计算对流热流

焓计算经济复苏的过程中,传热系数,驻点压力在每一个增量执行时间步的轨迹。表面压力计算使用修正的牛顿引力理论(如解释(1)和(2),在驻点是给定的压力

冷壁热流可以代替热壁热流密度(11)。方程(13)显示一维热传导以及表面能量平衡:

在哪里是温度,表面温度,热导率,从TPS表面测量,是瞬时材料密度,是材料的比热,对流热通量,辐射热流,是材料发射率,是材料吸收率,是Stephen-Boltzmann的常数。

这个配方(14)忽略了各种形式的化学通量能量进入表面以及热解速率和净能量吸收由于材料热解气体运动通过深入的解决方案。材料分解,计算或密度的变化,明确就好像它是一个材料属性。密度的变化作为温度的函数计算使用相同的阿仑尼乌斯方程采用CMA (24),(所示15)。密度的三分量模型分解本配方中使用。所有的参数(15)热物理的材料中包含属性数据库:

一维热传导方程的隐式离散化使用有限体积或执行控制卷技术(27]。的结果在表面离散为节点,任何内部节点,分别

方程(16能组装成带状,tri-diagonal矩阵和解决使用托马斯算法(28为节点的温度)。

表10显示了一个比较斯巴达近似热消融技术和CMA的解决方案。异食癖,经济衰退的阈值温度1500 K和近似技术解决方案使用这个温度阈值。结果显示很好的协议斯巴达近似热消融技术和CMA。最大的差异,推测,在经济衰退的预测;然而,经济衰退的预测近似技术保守除了异食癖,14公里/秒。这14公里/秒进入案件明显高于表面压力峰值的时候加热、异食癖的烧蚀性能对压力高度敏感。但斯巴达的近似热消融的解决方案是独立的压力。因此,它低估了经济衰退。比较也显示计算厚度没有经济衰退(上面的绝缘要求保持不同的温度)。这本质上是一个比较深入的热响应,也就是说,没有衰退。

异食癖是一种mid-to-low-density烧蚀体,这些入口条件下,大量的消融和热解将发生。查看表中的数据10,它表明深入热响应CMA和近似技术之间不进行比较。这是一个直接后果的近似解忽视热解能量吸收的影响,热解气体对流通过固体,表面化学的影响。而忽视了这些物理效应、近似技术的深入的解决方案是相当不错的,当然是在概念设计和初步分析所需的精度。表11显示了碾压混凝土的温度和材料属性和avcoat - 5026 - 39中描述20.]。因为高导热系数()的鼻子帽墙和墙的瘦的半径相比鼻子帽,毕奥数量很小,鼻子帽墙有效地建模为“集中质量”结构在恒定的温度。材料数据库包含碳、硅和carbon-phenolic-based烧蚀体填充的图形用户界面。探针设计阶段期间,用户可以从列表中选择一个烧蚀防热罩密集的用户界面。

壁厚被定义为烧蚀层的深度如图22碾压混凝土厚度和水头容量墙的厚度加权平均热容的烧蚀和碾压混凝土墙层。“集中质量”温度近似这堵墙段可以写成

在哪里热通量在墙上,墙上的热通量,是墙上的时间变化率的温度,和其余条款在括号的平均热容墙段。明显不同的热容的唯一方式是改变材料的厚度,因为值比热和密度是材料的热性能。

7所示。摘要和结论

trajectory-based、独立于平台的工程水平分析了OLAP数据库驱动的Java gui应用程序,重新从调查的车辆。沿着轨迹代码计算所有飞行条件包括空气动力学和气体热力学驻点数量。一个四阶龙格-库塔集成是用于轨迹计算。此外,一个全面的数据库现有的行星探测器的设计开发和集成的三自由度的GUI工具。飞行器OLAP数据库建模,与行星探测器应用DOTNET从网络访问。适当的大气资料开发并集成了代码。金星、火星、海王星,克模型已经使用。经验相关性估计驻点超音速气动对流和辐射传热建模使用Fay-Riddell和Tauber-Sutton的相互关系。辐射加热计算与火II飞行数据。对于nonspherical配置,相当于半球形鼻子半径计算出相同的距离在绝热流动冲击对峙。一维深度有限差分模型是用来烧蚀计算TPS上浆。比较轨迹数据分析是使用行业标准工具完成像POST-Program优化模拟轨迹和TrajOpt-Trajectory优化工具。斯巴达已成功广泛基准测试对行业标准轨迹代码。行业标准基准测试工具似乎同意的结果斯巴达从而验证工具,该工具是在初步设计和分析。斯巴达框架还雇佣了一个内置的应用程序编程接口(API)轨迹数据转换成格式化的KML文件,使用谷歌地球模拟Earth-entry飞行轨迹可视化。

命名法

	定压比热容()
	恒定体积下的比热
	焓(J /公斤)
	克努森数
	路易斯数
	入口质量(千克)
	马赫数
	压力()
	普朗特的号码
	对流传热速率
	辐射传热速率
	总传热速率
	热烧蚀
	前身体半径(米)
	刀尖圆弧半径
	雷诺数
	有效半径
	鼻子半径
	肩膀半径
	胶囊的根据地()
	衰退的速度
	时间(秒)
	温度(K)
	Freestream飞行速度(米/秒)

希腊

α	攻角、材料吸收率
ρ	Freestream密度()
β	弹道系数()
ϒ	比热比
ε	表面发射率的材料
σ	斯蒂芬玻尔兹曼常数
γ	飞行路线角()
θ	表面积倾角

下标

	弹体前部
	角落里
	对流
	条目
	鼻子
	辐射
	总
	墙
	freestream

确认

本文的大部分研究工作的进行卓越中心的空间运输和探索帕帕多普洛斯博士和我要感谢Periklis为他在这项研究的宝贵的支持和指导。我想记录我的由于古普塔英特尔公司对许多有用的建议和建议在实现OLAP数据库和模式,使多维分析功能。他的热情在扩展想法行星探测飞行器建模DOTNET框架应用程序是赞赏。同时,我要感谢艾丽塔杜瓦尔马歇尔太空飞行中心的提供全球参考大气模型(NeptuneGRAM, VenusGRAM、MarsGRAM TitanGRAM)的大气资料。