基于Orbiter的航天器升力式再入特性仿真

升力式再入是指航天器进入大气层时产生一定可控升力,对提高落点精度具有重要意义。为了研究升力式再入的动力学特性,采用Orbiter模拟器的应用程序接口,在其飞行动力学模型基础上,对航天器从低轨道升力式再入返回过程进行仿真。通过仿真试验,分析热流、过载、动压等参数的变化规律,初步摸清了升力式再入的动力学特性,并对升力式再入和弹道式再入仿真结果参数进行了比较和分析,结果表明升力式再入能很好解决过载和热流峰值高的问题。     

可膨胀再入防热锥的技术进展

长期以来返回式飞行器为承受再入气动载荷和着陆冲击，采用具有防热层的刚性飞行器壳体，导致返回舱的质量和外形大于有效载荷的数倍。柔性可膨胀再入防热锥可解决上述不足之处，这种锥形返回舱在返回前进行充气改变其气动特性，使在返回过程中达到所需的气动参数和最终着陆速度，可膨胀再入防热锥技术能使有效载荷舱获得广泛用途，不但能使航天员，货物和昂贵的硬件安全返回地面，还能在载人飞行遇险时作为应急救生的有效措施，以及在未来火星探测中发挥积极作用。     

一种返回器烧蚀温度在轨测量方法

返回器再入过程中的烧蚀温度,是防热结构设计和验证的重要参数之一。针对在轨应用的需求,文章设计了一种使用铠装热电偶进行返回器烧蚀温度在轨测量的方法,通过将铠装热电偶埋入安装并进行冷端补偿和误差校准设计,可以准确测量烧蚀温度的变化过程。通过我国探月三期工程再入返回飞行试验器在轨测试,证明了该方法的有效性。     

充气式再入柔性热防护系统热流及结构研究

建立了充气式再入返回航天器的展开模型,用工程算法对整个再入过程的外热流和温度进行了估算。根据再入过程的外热流和温度条件,参考"充气再入飞行器试验"(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型热防护材料和结构设计,建立了柔性热防护系统结构模型及传热模型,通过ANSYS有限元方法计算出柔性热防护系统各功能层再入过程中的温度响应。文章从功能层材料、功能层铺层顺序和复合功能层三方面,初步分析比较了各种方案的充气式再入柔性热防护系统的防热效果,可为充气式再入返回柔性热防护系统的设计分析提供参考。     

航天器跳跃式返回的再入动力学特性仿真

深空高速再入返回是航天返回技术面临的新问题。研究采用跳跃式返回方式解决高速再入产生的高过载、高热流峰值问题。建立了完整的航天器再入大气层飞行动力学模型;依据航天器跳跃式返回飞行剖面和返回飞行的运动特性,将再入大气过程划分为初始再入段、初次再入下降段、初次再入上升段、大气层外飞行段和二次再入段,详细研究了各飞行段航天器的动力学特性,简要分析了各阶段的制导任务。通过分析仿真结果,初步摸清了航天器深空飞行跳跃式再入动力学特性。     

再入参数调整对登月航天器返回再入特性的影响

首先分析了再入参数调整对登月航天器返回再入运动特性的影响;然后利用自主编制的仿真软件,对再入参数调整的影响进行了仿真分析;最后在深入分析仿真结果的基础上,研究了再入参数变化对航天器再入过载、航程、飞行时间及落点散布等的具体影响规律,为后继进一步开展载人月球飞行相关任务的分析设计提供了有益参考。     

X-38 将在 2001 年进行轨道与再入飞行试验

Ｘ┐３８将在２００１年进行轨道与再入飞行试验Ｘ－３８的样机现正在爱德华兹空军基地进行飞行试验美国航宇局正在为国际空间站研制的Ｘ－３８机组应急返回飞行器（ＣＥＲＶ）将在２００１年进行首次轨道和再入飞行试验。目前该救生飞船的一台样机正在利用一架Ｂ－５２飞...     

可膨胀再入防热锥的技术进展

长期以来返回式飞行器为承受再入气动载荷和着陆冲击 ,采用具有防热层的刚性飞行器壳体 ,导致返回舱的质量和外形大于有效载荷的数倍。柔性可膨胀再入防热锥可解决上述不足之处 ,这种锥形返回舱在返回前进行充气改变其气动特性 ,使在返回过程中达到所需的气动参数和最终着陆速度。可膨胀再入防热锥技术能使有效载荷舱获得广泛用途 ,不但能使航天员、货物和昂贵的硬件安全返回地面 ,还能在载人飞行遇险时作为应急救生的有效措施 ,以及在未来火星探测中发挥积极作用。     

载人航天器的再入与回收

文中主要概述了美国载人飞船回收技术的发展，介绍了保证载人飞船安全返回着陆的方法，采用的回收控制技术，地面再入返回段的测控支持，载人飞船的回收作业，载人飞船的应急返回和回收救援等技术问题。     

地外探测取样容器再入过程动力学建模及仿真分析

无人取样返回是开展地外星体探测的重要手段之一,也是深入开展未知星体载人着陆探测的必要准备。取样返回飞行器基于不同的技术基础及返回技术发展需求,在再入大气过程中可能采用不同的返回方式,如美国、苏联/俄罗斯和日本的返回飞行器均采用了弹道式的返回方式;中国探月三期的月球取样返回器采用了跳跃式返回方式。在不同的再入弹道情况下,取样容器的受力情况有所不同。由于地外星体取样返回是我国首次开展的一项工程实践,所以尚未有针对该问题开展专项的动力学建模及相应的仿真分析。文章对样品容器在返回过程中的力学环境进行建模,分别沿轴向和法向建立样品容器的动力学模型,以典型再入弹道条件下样品容器的受力情况为研究对象,对样品容器准静态和考虑动态振动环境条件下的受力情况及运动进行分析,获得样品容器在返回过程中的动力学特性,为取样返回容器的设计提供参考。     

Numerical Simulation of Unsteady Flow of Reentry Capsule

As a main tool for the lunar exploration and Mars landing project, the reentry capsule is responsible for the transportation of personnel and supplies, and it is very important to ensure its safety. The complex flow field caused by the shape of the large blunt cone makes it unstable in transonic and supersonic flight, so its dynamic characteristics need to be analyzed. This paper analyzes the dynamic characteristics of the reentry capsule by computational fluid dynamics(CFD) numerical simulation. The pitching combined dynamic derivative was obtained by simulation of forced pitching oscillation of the flight vehicle using the rigid dynamic grid; the time difference derivative was obtained by simulation of plunging of the flight vehicle using the rigid dynamic grid, too. The direct dynamic derivative was gained by negating the plunging derivative from sum. This paper simulates the pitching and plunging motion of NACA0012 air foil and hypersonic ballistic shape(HBS). The results of the simulation are consistent with the references. The Mars exploration rover entry capsule was simulated and analyzed to ensure a basis for the aerodynamic design and control of the reentry capsule.     

Analysis of the Accuracy of Ballistic Descent from a Circular Circumterrestrial Orbit

The problem of the transportation of the results of experiments and observations to Earth every so often appears in space research. Its simplest and low-cost solution is the employment of a small ballistic reentry spacecraft. Such a spacecraft has no system of control of the descent trajectory in the atmosphere. This can result in a large spread of landing points, which make it difficult to search for the spacecraft and very often a safe landing. In this work, a choice of a compromise scheme of the flight is considered, which includes the optimum braking maneuver, adequate conditions of the entry into the atmosphere with limited heating and overload, and also the possibility of landing within the limits of a circle with a radius of 12.5 km. The following disturbing factors were taken into account in the analysis of the accuracy of landing: the errors of the braking impulse execution, the variations of the atmosphere density and the wind, the error of the specification of the ballistic coefficient of the reentry spacecraft, and a displacement of its center of mass from the symmetry axis. It is demonstrated that the optimum maneuver assures the maximum absolute value of the reentry angle and the insensitivity of the trajectory of descent with respect to small errors of orientation of the braking engine in the plane of the orbit. It is also demonstrated that the possible error of the landing point due to the error of specification of the ballistic coefficient does not depend (in the linear approximation) upon its value and depends only upon the reentry angle and the accuracy of specification of this coefficient. A guided parachute with an aerodynamic efficiency of about two should be used at the last leg of the reentry trajectory. This will allow one to land in a prescribed range and to produce adequate conditions for the interception of the reentry spacecraft by a helicopter in order to prevent a rough landing.     

月球返回再入着陆场位置选择限定因素分析

月球返回再入着陆场不仅影响月-地返回转移和返回再入飞行,同时也影响整个月球飞行任务的规划和设计.文章首先分析了航天器与地-月间的相对位置关系;结合月-地返回转移及返回再入轨道特性,理清了月球、地球着陆场和航天器三者在惯性空间内相对位置的内在约束关系;最后分析并通过仿真研究,明确了制约航天器返回再入着陆场位置选择的限定因...     

舱内失压下航天员热舒适度和散热量仿真

针对载人登月舱内失压应急返回过程中,不同条件下航天员穿着舱外航天服维持生存时的热舒适度问题,基于Matlab建立了人-航天服热模型。其中人体热模型基于Fiala模型建立,航天服热模型使用集总参数法建立。经过不同工况的对比,仿真结果与文献数据基本吻合,验证了模型的正确性。在此基础上,基于DTS热舒适度计算方法对不同失压紧急情况下的人体热舒适度进行了分析,得到了舱内不同环境下人体热舒适度、航天服所需散热量和通风气体湿度的变化规律,并提出了系统优化方案,为我国应急舱内压力防护系统的设计和生保方案制定提供了参考。     

载人航天器的再入与回收

文中主要概述了美国载人飞船回收技术的发展,介绍了保证载人飞船安全返回着陆的方法、采用的回收控制技术、地面对再入返回段的测控支持、载人飞船的回收作业、载人飞船的应急返回和回收救援等技术问题。     

载人飞船返回舱再入着陆力学环境防护技术改进

文章对弹道-升力式载人飞船返回舱再入着陆力学环境及其乘员和舱载仪器设备的防护措施进行了理论分析和试验研究。适当的返回舱座椅安装角度有利于乘员承受再入过载。座椅缓冲系统是吸收着陆冲击能量、保护乘员最重要的环节,发挥返回舱结构缓冲吸能作用也是改善着陆冲击环境的有效措施。合理设计返回舱设备布局和安装形式可保护舱载设备免受着陆冲击损坏。防护措施的改进可有效保护乘员免受伤害,保证舱载仪器设备正常工作。     

月地转移轨道中途修正方法及策略

针对月地转移轨道中途修正,以再入角、再入点地心距和地面落点位置为目标,提出一种基于线性修正的固定落点中途修正方法。以一条半弹道式再入的月地转移轨道为例,采用该方法研究中途修正速度增量与修正时机的关系,并基于蒙特卡洛仿真对两次修正的中途修正策略进行验证。计算结果表明,文章提出的中途修正方法及策略能够满足月球采样返回任务对再入参数及落点位置的要求。