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1.
2.
载人飞船小升阻比返回舱的再入轨道主要取决于配平升阻比,弹道系数和再入点的轨道倾角,风洞试验测出的球冠压力分布与理论计算值和飞行试验值的均较符合,可以用于实际飞行。气流分离和真实气体效应对倒锥锥面的压力影响较大。拐角半径增大,使拐角和球冠的压力降低,而使锥面压力增大,雷诺数和边界层状态对底压系数的影响较大。  相似文献   
3.
载人飞船返回舱的外形设计要满足稳定性、操纵性、配平升阻比、最大过载、最大热流、最大总加热量、机动能力、着陆精度和容积系数等要求。小升阻比返回舱的形状以球冠倒锥形为最优。文中简要地介绍了返回舱外形的选择方法,对球冠钝度、倒锥角、大头拐角相对曲率半径、长细比和最大横截面直径等主要参数的选择作了研究,得出了定性与定量的分析结果。  相似文献   
4.
载人飞船返回舱的烧蚀热防护技术研究和试验表明,碳化烧蚀材料是再入飞行器最有效的热防护层。对典型的碳化烧蚀体的热性能的预测分析模型和计算方法作了阐述。数值计算结果分别与电弧风洞试验和阿波罗的飞行验证试验作了比较,结果符合得很好。  相似文献   
5.
高超声速有攻角钝头轴对称体的载人飞船返回舱的热流率计算,目前已有很多方法。迎面球冠的对流加热率可由风洞试验结果和Lees及Detra-Kemp-Riddell等的驻点热流理论作较好预测。  相似文献   
6.
根据美国航天飞机驮机空气动力学的研究结果,本文简要地介绍了轨道器/驮机空气动力学的高阶面元法理论计算,风洞模型试验,仿真和飞行试验。风洞模型试验是建立轨道器/驮机气动数据库的基础,仿真是确定分离程序和训练驾驶员的有效方法,飞行试验是轨道器/驮机的驮运、分离和进场着陆气动性能的最后验证。研究试验表明:飞行试验与风洞试验和仿真结果符合得较好。合理地改装现有大型运输机,可以较好地完成航天飞机轨道器的驮运和进场着陆试验任务。  相似文献   
7.
本文介绍了载人飞船返回舱的再入走廊和气动环境。为了确定返回舱的自由流条件和驻我条件,其再入轨迹和再入走廊是十分重要的。  相似文献   
8.
本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明,采用返回舱重心横偏的方法,在保持对静稳定性的要求下,可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现,以往风洞试验得出的马赫数大于6后,返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下,随着马  相似文献   
9.
本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明,采用返回舱重心横编的方法,在保持对静稳定性的要求下,可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现,以往风洞试验得出的马赫数大于6后,返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下,随着马赫数的增大,飞行试验得出的配平攻角和配平升阻比基本上呈线性减小。返回舱的静稳定性数据表明,有时会出现不希望的第二配平点。消除该第二配平点的主要方法是进行外形修改设计和在返回舱小头上加装调整翼片。  相似文献   
10.
航天飞机在55公里高度以上飞行时,处于高马赫数,中、低雷诺数的粘性干扰区(粘性干扰参数(?)=0.005~O.08)。传统的无粘流/边界层修正法(3DV)已不适于计算无粘/有粘强干扰的情况,而要采用全粘性激波层的 PNS 法。本文简要的介绍了美国航天飞机研制过程中采用的3DV 和 PNS 的计算方法,对航天飞机简化外形和钝锥体的粘性干扰效应进行了分析和讨论。研究结果表明,PNS 法是解决航天飞机高超声速粘性干扰效应的较为有效的数值模拟方法。  相似文献   
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