“返回舱再入跨流域空气动力学”专栏简介

正可回收类航天器如飞船返回舱、探月返回器等,从空间轨道返回过程先后经历自由分子流、稀薄过渡流和连续流,是一个跨流域多尺度非平衡变化过程。如何准确模拟可回收类航天器以极高速度再入跨流域复杂多物理场非平衡绕流问题,特别是可靠预测近连续滑移过渡流区高超声速气动力/热特性,一直是世界航天再入空气动力学研究前沿与瓶颈,对航天器精细化气动设计与成功回收着陆具有重要作用。为此,国家重点基础     

空间返回航天器气动外形设计与需求分析

本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求,给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求,还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件,并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及热力学性能的影响,提出升阻比和局部热环境是返回器气动外形选取的关键因素。系统阐述了各类返回航天器外形确定的总体设计思想,研究总结了各类返回航天器外形的效益、飞行性能、安全性以及返回控制综合性能。选取典型外形为研究对象,用Boltzmann模型方程气体动理论统一算法、DSMC方法、NS/DSMC耦合算法、N-S解算器,对近连续过渡区绕流开展数值模拟研究,与飞行试验数据对比分析,提出须大力发展跨流域空气动力学数值模拟方法研究。     

月球返回舱跳跃式再入弹道设计方法研究

不同于近地航天器返回地球,月球返回舱存在再入速度更高、大气和气动参数误差影响更大以及再入动力学耦合更强烈的特点。为缓解这些突出问题,降低月球返回舱所受到的冲击,对跳跃式再入弹道进行了研究,给出了跳跃式返回弹道的设计流程和算法,分析了不同再入角和航程约束下的弹道形态,并针对7 500 km航程可能出现的横向超调现象提出了3种解决方案。其中控制出口射面法引入了"预测-校正"思想,从根本上解决了自由飞行段可能出现的问题。数值仿真结果验证了弹道设计流程和算法的有效性。     

高速再入飞行试验再入条件优化设计

飞行器返回再入时将经历极高的气动热环境,因此深空探测返回飞行器,尤其是载人飞船需要通过实际飞行试验验证相关性能,为降低成本和研制风险,通常采用大再入角和相对第二宇宙速度较低的再入速度进行飞行试验。为获得能实现高热流密度验证的最小能量再入任务方案,采用优化设计手段对飞行试验的再入角和速度以及倾侧角控制进行设计,经仿真分析表明,优化结果可达到飞行试验要求的热流密度,并可将再入速度需求降低约2．1 km／s。     

可重复使用航天器再入段复合控制方法研究

可重复使用航天器再入过程初期,反作用力控制系统是其姿态控制的主要手段,结合气动舵面可以减小飞行器对该系统的总冲需求,提高飞行器动态响应特性。给出了反作用力控制系统与气动舵面复合姿态控制系统的组成及三种复合控制指令分配策略,并进行了仿真计算,分析了三种策略的姿态控制效果及总冲需求。仿真结果表明,三种方法均能完成飞行器姿态控制,并各有其优缺点,研究结果为航天器飞行控制系统控制律设计提供了有效参考。     

受多种约束时航天器再入走廊的计算分析

给出了一种求解同时受升力、气动加热（率）和动压约束时，航天器再入走廊的近似计算方法。文中采用格林函数法，导出了再入过程中三种典型约束（气动加热率、升力和动压）条件之间关系的近似定量描述，在该三种约束取极限的条件下求得了再入走廊的上下边界。文中还介绍了上下边界近似解及相应控制规律的结构。     

高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形设计与布局研究

为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值.据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性.此外,针对优选出的+字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于+字布局但工程实现相对复杂的结论.     

近空间飞行器滑翔再入控制的研究方法与进展

介绍了高超声速近空间飞行器(Nsv)滑翔再入控制的研究进展情况.首先,针对飞行环境中气动舵面效率低下的问题,综述了NSV再入的多种控制方式及其复合控制方式;然后,对NSV再入过程中存在的非线性不确定控制问题、多约束控制问题以及强耦合控制问题,分别就国内外的研究现状进行了分析与评述;最后,探讨了NSV再入控制研究方法的发展趋势.     

硅基材料烧蚀产物对再入体流场特性影响的数值计算

针对常规再入体低温烧蚀的硅基防热材料,考虑热解效应和硅碳反应,采用24个组分57个化学反应式的空气/烧蚀化学模型,初步建立了数值模拟再入过程非平衡流场的烧蚀计算模型,并对典型简化钝锥再入体的再入绕流流场和弹道靶试验模型绕流流场进行了数值计算,分析了再入体表面温度和流场烧蚀组分等参数变化规律以及硅基材料烧蚀效应对流场特性的影响。     

大型航天器无控飞行再入时间短期预报的轨道摄动方法研究

针对寿命末期大型航天器临近再入前轨道衰降受到跨流域多尺度非平衡环境下气动力/力矩影响显著的问题,基于体坐标系下的气动力和力矩分量,建立了航天器轨道-姿态动力学摄动模型;结合航天器再入跨流域空气动力学统一计算理论与数值模拟手段,提出了大型航天器无控飞行轨道衰降过程气动特性一体化快速算法。基于地心惯性坐标系气动融合轨道动力学方程数值积分方法对航天器的轨道姿态摄动模型进行了外推计算,结合无迹卡尔曼滤波方法对外测轨道星历观测数据初值误差和模型误差进行了滤波。针对250～120 km高度范围的大型航天器短期轨道衰降变化进行仿真预测,对比了外测轨道星历数据,结果表明:本文提出的经卡尔曼滤波误差分析的轨道摄动模型方法对寿命末期大型航天器短期轨道预报具有较强的模拟能力与有效性,有助于推动近地轨道空间目标气动融合轨道数值预报领域发展。     

Nonlinear dynamic modeling and simulation of an atmospheric re-entry spacecraft

This paper discusses the dynamic modeling and simulation techniques for the X-38 re-entry spacecraft, a prototype crew return vehicle (CRV) for the international space station (ISS). A general simulator for atmospheric re-entry dynamics (GESARED) was developed in the Matlab/Simulink environment. The 6 degree-of-freedom re-entry flight dynamics were modeled to achieve minimum restrictions and singularities. Quaternion representation of vehicle attitude was used to avoid computational singularities in angular kinematic model equations. The Earth's atmosphere, Earth's shape and gravitational potential were modeled appropriately. The vehicle's aerodynamic characteristics, navigation sensors, and the actuator dynamics were also modeled and implemented. Several numerical simulation tests and analyses were conducted to evaluate the performance of the model equations and the simulator.     

基于再入轨迹和气动热环境的返回舱烧蚀研究

针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法（TDMA）构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明：此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法（HBI）相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统（TPS）提供了一定的参考依据。     

基于再入轨迹和气动热环境的返回舱烧蚀研究简

 针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法（TDMA）构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明：此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法（HBI）相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统（TPS）提供了一定的参考依据。     

有翼再入飞行器气动外形集成设计优化

气动外形设计是有翼再入飞行器（RV-W）的关键技术之一。分析了气动参数对再入飞行性能的影响,探讨了有翼再入飞行器气动外形设计的规律和准则。基于上述设计准则,以类X-37B飞行器为研究对象,集成几何参数化建模、气动力、气动热、热防护等学科快速分析方法,采用多学科设计优化方法,以最优气动特性为目标对飞行器气动外形进行了优化;得到优化气动外形后,对飞行器热防护系统（TPS）进行了轻量化设计优化。结果表明,优化外形的气动特性相比初始外形得到了较大的提升,设计优化得到的热防护系统重量占比（8.7%）优于同类飞行器的热防护系统重量占比统计数据,说明了本文有翼再入飞行器气动外形集成设计优化方法的有效性,可为同类飞行器提供参考。     

跨大气层飞行器再入段RCS控制特性

以航天飞机为例．论述了跨火气层飞行器反推力控制系统（Reaction Control System，RCS）的工作原理，并给出了RCS推进器的控制模型。同时分析了RCS在回路中的各种工作模式和多推进器的系统冗余及其组合方式。最后在对RCS系统操作的基础上，研究了航天飞机在再人段飞行时的RCS控制问题。     

新一代多用途载人飞船概念研究

在"神舟"载人飞船进入成熟稳定期后,中国有必要尽早启动新一代多用途载人飞船的论证和研制。本文对国外新一代载人飞船的技术方案特点、新的设计理念及发展现状进行了分析,从适应多任务、降低运营成本、钝头体气动外形、更高安全可靠性以及新型轻质材料使用等多个方面总结了国外新一代载人飞船的技术发展趋势。初步分析了中国发展新一代载人飞船的近地轨道、载人登月、载人登小行星、载人登火星等任务需求,基本确定了新一代飞船的总体性能参数,并在此基础上梳理了新一代载人飞船技术途径,初步提出了两种方案设想,为中国新一代载人飞船的研制提供参考。     

高焓化学非平衡流条件下C/SiC复合材料的催化性能

碳化硅陶瓷基复合材料（C/SiC）成为最有希望满足临近空间高超声速飞行器热防护要求的耐高温关键材料之一,其在高焓化学非平衡流条件下的催化性能是评估新一代高超声速飞行器表面气动热载荷,热防护系统精细化设计的关键参数。基于1 MW高频等离子体风洞,采用已建立起的防热材料催化特性试验测试方法开展了C/SiC材料在驻点压力分别为1.0、1.8、3.3和6.0 kPa,焓值为19.3~35.9 MJ/kg范围内的高焓离解空气环境下,在表面温度为1 453~2 003 K范围内的表面催化反应复合效率随表面温度和表面原子压力的变化关系研究。试验结果表明：C/SiC材料在高温条件下的表面催化复合效率应该同时被定义为表面温度、驻点压力和原子分压的函数。根据试验所得到的催化数据,计算了采用C/SiC作为钝头体材料的美国某典型飞行器（飞行高度H=73 km,飞行速度U=6.478 km/s,钝头体半径R_n=410 mm）的气动热环境参数,获得了考虑完全催化和有限催化条件下飞行器表面温度变化历程,结果进一步验证了飞行器热防护系统所承受的气动热载荷以及表面温度响应在很大程度上受到防热材料表面催化特性的影响。     

高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统

为得到高速飞行器表面各部分的热应力，应变，结构膨胀量等高温力学性能参数，须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统。针对高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程所具有变化复杂，高度非线性，瞬变，强耦合的特点，将模拟控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统。该系统能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速，准确的动态控制。     

面向先进战斗机研制的风洞模型飞行试验技术

高机动性先进战斗机气动布局与飞控系统设计面临愈加严峻的流动/运动/控制耦合问题,大迎角飞行以及推力矢量等高新技术应用也使其在研制过程中面临更高的技术风险,风洞模型飞行试验是实现飞行器气动/飞行/控制一体化研究、降低研制技术风险的重要手段。介绍了低速风洞模型飞行试验技术原理及国内外发展现状,对试验技术主要特点及其在支撑先进战斗机研制中的作用、应用范围、应用阶段以及面临的主要挑战进行了分析,为试验技术发展和应用提供参考。发展和应用低速风洞模型飞行试验技术,有利于充分挖掘战斗机的气动性能与控制性能,降低试飞风险,是新一代战斗机研制、新技术工程化应用的重要支撑技术。