【摘 要】
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随着航天技术的发展与成熟,再入式飞行器由于其可多次使用、发射成本较低等优点受到越来越多的关注与青睐。与一次性使用的航天器相比,再入式飞行器在返回大气层时会受到强烈的热流载荷,极大程度地威胁着飞行器的承力结构和内部仪器安全。因此热防护系统设计是决定再入式飞行器设计成败的关键因素。目前,在大面积上采用隔热瓦式热防护系统,即在飞行器表面粘贴能耐高温的隔热瓦是比较常用的方案。通常情况下,再入式飞行器的不同
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随着航天技术的发展与成熟，再入式飞行器由于其可多次使用、发射成本较低等优点受到越来越多的关注与青睐。与一次性使用的航天器相比，再入式飞行器在返回大气层时会受到强烈的热流载荷，极大程度地威胁着飞行器的承力结构和内部仪器安全。因此热防护系统设计是决定再入式飞行器设计成败的关键因素。目前，在大面积上采用隔热瓦式热防护系统，即在飞行器表面粘贴能耐高温的隔热瓦是比较常用的方案。通常情况下，再入式飞行器的不同部位将承受不同的力、热载荷。因此，为了在满足热防护要求的同时尽量减轻热防护系统的重量，需要在不同的受热区域分配合适的材料并进行全机防热瓦厚度分布设计。
本文首先对传统热防护系统设计过程中容易遇到的一系列问题进行分析，针对主要问题提出了气动热流处理方法；阐述了隔热层中涉及的传热原理；然后根据工程实际情况建立简化的传热模型。随后，介绍了防热瓦厚度设计功能的实现原理，并建立了对应的数学模型。
为了将算法和功能集成在一起，本文以C++和Python作为开发语言，将OpenGL图形接口嵌入 MFC 框架，开发了一个具有交互功能的可视化界面，实现了专门针对热防护系统设计流程的前后处理模块。再调用Isight的优化模块和Abaqus的求解器作为计算模块，与前后处理模块串联，完成了一个自动化的热防护系统设计软件。最后，通过仿真模拟试验验证了该软件的有效性与实用性。
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