国外新一代载人飞船减速着陆技术研究

新一代的载人飞船向着多功能化、多任务目标适应性的方向发展,可重复使用性和精确着陆的要求逐步提高。文章介绍了美国多用途乘员飞行器(MPCV)、乘员航天运输-100飞船(CST-100)、龙(Dragon)飞船,以及俄罗斯新型载人航天运输系统(PPTS)等典型的新一代载人飞船的减速着陆技术;主要研究了降落伞系统、减速着陆工作程序及着陆缓冲系统;分析了在气动减速和着陆缓冲方面采用的群伞技术、着陆缓冲技术、精确着陆控制技术;提出我国在新一代载人飞船研制时应大力开展群伞系统、大载重着陆缓冲系统的研制,并进行减速与着陆缓冲系统地面试验和空投试验技术的研究。     

我国航天降落伞技术的发展

我国航天器用的降落伞研究机构于1959年开始组建,最初,以回收探空火箭为目标,后来相继研制成功各种类型的回收降落伞系统,为我国火箭和空间技术的发展作出了重大的贡献。文中概述我国航天器降落伞技术的发展过程。     

大口径长焦距空间相机热门机构方案研究

相机热门是大口径高分辨率空间相机的关键部件。文章概要介绍了空间相机热门机构的组成、工作原理及设计要点。     

我国航天降落伞技术的发展

我国航天器用的降落伞研究机构于１９５９年开始组建，最初，以回收探空火箭为目标，后来相继研制成功各种类型的回收降落伞系统，为我国火箭和空间技术的发展作出了重大的贡献。文中概述了我力顺降落伞技术的发展过程。     

火星探测器减速着陆技术分析

火星的大气环境和地球差异较大,存在着许多未知的因素,火星探测的减速着陆同样充满了风险和挑战。文章通过对美国火星探测减速着陆的重点技术进行分析,并归纳总结了火星探测器减速着陆技术的发展趋势。     

低空着陆缓冲制动火箭概述

美国AAl公司受美国陆军内蒂克研究、发展和工程中心委托,研制了一种利用制动火箭作主要减速手段的低空空投系统。其空投高度只有90m(海拔高度),空投重量达3000～27200kg。该系统首先靠拉出主伞来定位稳定。使其下降速度减为21m/s,再由激光地面传感器(高度计)和微处理机/逻辑系统计算下降速度及海拔高度,并在最后点燃制动火箭。制动火箭将进一步使空投载荷减速,使其着地速度小于2.4m/s。文中将简要介绍低空制动火箭系统(LARRS)的研制目标、系统特点、系统展开程序及系统主要部件——降落伞、索具、高度计、微处理机/程序器、制动火箭和货台等。     

步进电机高速启停控制的单片机实现

文章讨论了步进电机加一减速控制技术,根据步进电机负载对速度响应的要求,提出了一种基于单片机的步进电机高速启停控制的数字化实现方法。实践证明,该方法有效克服了步进电机加速过程中容易出现的失步、堵转等问题。     

一种以垂直弹轴方向出伞的回收系统

文中介绍了一种新型的回收系统及其试验结果，这种回收系统的减速伞（系统）的弹出方向是沿着垂直弹轴方向的。     

引导伞减速伞开伞过程建模

侧风情况下展开减速系统存在着一定的风险，如果系统不按最小绳帆设计，会导致降落伞系损坏的后果。文章介绍了引导伞减速伞的开伞过程建模及应用分析代码(RVAC)和图形动画(DISPLAY)的实例。     

低空着陆缓冲制动火箭概述

美国ＡＡ１公司受美国陆军内蒂克研究、发展和工程中心委托，研制了一种利用制动火箭作主要减速手段的低空空投系统。其空投高度只有９０米（海拔高度），空投重量达３００－２７２００ｋｇ。该系统首先靠拉出主伞来定位稳定。使其下降速度减为２１ｍ／ｓ，再由激光地面传感器（高度计）和微处理机／逻辑系统计算下降速度及海拔高度，并在最后点燃制动火箭。制动火箭将进一步使空投载荷减速，使其着地速度小于２．４ｍ／ｓ。文中将简     

大口径长焦距空间相机热门机构方案研究

相机热门是大口径高分辨率空间相机的关键部件。文章概要介绍了空间相机热门机构的组成、工作原理及设计要点。     

一种以垂直弹轴方向出伞的回收系统

文中介绍一种新型的回收系统及其试验结果,这种回收系统的减速伞(系统)的弹出方向是沿着垂直弹轴方向的。     

引导伞减速伞开伞过程建模

侧风情况下展开减速系统存在着一定的风险 ,如果系统不按最小绳帆设计 ,会导致降落伞系损坏的后果。文章介绍了引导伞减速伞的开伞过程建模及应用分析代码 (RVAC)和图形动画 (DISPLAY)的实例。     

典型采样返回探测器的进入减速着陆系统分析

通过对典型的采样返回探测器（星尘号和起源号）的研究分析,总结归纳了采样返回探测器进入减速着陆系统的特点,特别是对探测器的气动外形布局、返回轨道设计、防热材料选择、降落伞系统设计等进行了分析,可以为下一步开展月球采样返回任务提供一定的参考。     

超声速半流伞设计与分析

半流伞是一种典型的超声速减速伞,结构设计和气动特性分析是研究其工作性能的基础。文章结合某超声速减速伞设计实践,论述了超声速伞型的选择和半流伞结构设计方法。通过低速风洞试验、高速风洞试验和高速飞行投放试验,对半流伞气动特性、开伞特性及最大开伞动载进行了研究,获得了半流伞的摆角参数和阻力系数变化规律。研究结果表明,半流伞超声速段阻力系数减小是前置体尾流效应、伞形状变化及充气不稳定等综合因素造成的。火工动力开伞与倒拉法程序结合是开伞程序设计的关键。由于颤振和气动热的影响,超声速段开伞动载计算与亚声速段有明显不同。研究结果对超声速伞的稳定减速机理、结构优化设计和性能试验具有参考意义。     

探月返回器降落伞减速系统设计及试验验证

针对探月返回器降落伞减速系统的任务特点,通过对返回器-降落伞系统的动力学特性分析,提出了一种开伞载荷非均衡的两级降落伞减速系统设计方案,实现了返回器开伞载荷、器伞系统稳定性等多因素的匹配性设计,通过仿真试验和空投试验验证了方案设计的合理性,最终通过月地高速再入返回任务飞行试验验证了降落伞减速系统性能的有效性。结果表明:降落伞减速系统工作性能稳定可靠,能够确保返回器的安全回收,可以保证后续月球采样返回任务的成功实施。     

航天器柔性主动展开技术与应用进展

针对柔性主动展开技术在航天领域应用过程中的关键问题,调研了航天器柔性主动展开技术的应用现状,并从功能特性和展开形式对航天器柔性主动展开装置进行了分类。通过对航天器柔性主动展开装置工作过程中关键环节的剖析,明确了航天器柔性主动展开技术的技术内涵,归纳形成了折叠包装技术、柔性结构展开过程动力学分析、刚-柔耦合系统动力学分析等技术难点与关键技术。之后,对柔性主动展开技术在基础技术理论方面的关键技术进行了分析总结,梳理了柔性主动展开技术在相关领域广泛工程应用还需攻克的关键技术难题,并对相关研究方向的发展提出了建议,以期能牵引相关技术方向的发展。文章最后,对柔性主动展开技术在各应用领域的应用前景和技术发展进行了展望。     

充气式返回舱气动热特性研究

文章针对航天器返回实时性和经济性的需求,以充气式返回舱为研究对象,研究该飞行器从空间站返回过程中的气动特性,重点分析气动热特性。文章通过引入分子运动论、Kemp-Riddell方法、Linear桥函数等计算方法,建立起该飞行器在自由分子流区、过渡流区和连续流区高超声速情况下的表面热平衡方程,得出了该飞行器返回过程中的驻点热流密度和驻点壁面温度。计算分析了该飞行器最大直径D1和半锥角α等几何尺寸对其气动热特性的影响,得到在一定范围内增大D1和α可以有效减小驻点热流密度和驻点壁面温度,并研究在峰值加热高度附近70km、80km处不同马赫数下的气动热特性。在此基础上,依据热防护系统材料和布局,将气动加热计算的表面热流分布作为外壁边界条件,分析了结构材料层的温度变化特性。