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Coupled Aerostructural Modeling of Deployable Aerodecelerators for Mars Entry

机译：火星进入的可部署航空减速器的耦合航空结构建模

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摘要

An analysis of deployable aerodecelerators has been performed using a developed six-degree-of-freedom entry trajectory simulator coupled with a structural model of the deployable structural members, or ribs, to investigate the effect of aerodecelerator flexibility on the trajectory and configuration design. The modified Newtonian method is used in the entry trajectory simulator, and the deployable ribs are modeled as Euler-Bernoulli beams. It is shown that, although flexibility is beneficial in reducing the mass and volume of the deployed ribs, an increase in peak heat flux will result. However, if mass savings from flexible ribs can be reallocated toward increasing the diameter of the entry vehicle, significant benefits can be gained.
机译：使用已开发的六自由度进​​入轨迹模拟器以及可展开结构构件（或肋）的结构模型，已对可展开的航空减速器进行了分析，以研究航空减速器灵活性对轨迹和配置设计的影响。改进的牛顿法用于入口轨迹模拟器，可展开的肋骨建模为Euler-Bernoulli梁。结果表明，尽管柔韧性有利于减小展开的肋的质量和体积，但是将导致峰值热通量的增加。但是，如果可以将弹性肋的质量节省重新分配给增加进入车辆的直径，则可以获得明显的好处。

著录项

  • 来源
    《Journal of Spacecraft and Rockets》 |2019年第4期|1221-1230|共10页
  • 作者

    Peacocke Lisa; Bruce Paul J. K.; Santer Matthew;

  • 作者单位

    Imperial Coll London, Dept Aeronaut, London SW7 2AZ, England;

    Imperial Coll London, Dept Aeronaut, London SW7 2AZ, England;

    Imperial Coll London, Dept Aeronaut, London SW7 2AZ, England;

  • 收录信息 美国《科学引文索引》(SCI);美国《工程索引》(EI);
  • 原文格式 PDF
  • 正文语种 eng
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