奇思妙想 让航天员只身从太空返回地面

一日离轨关,使返回舱脱离运行轨道,朝地球方向的弹道飞行;二日再入关,返回舱再入大气层,利用巨大的空气阻力制动减速,直至降到亚音速;三日开伞关,返回舱下降到低空后,打开降落伞,进一步减小下降速度;四日着陆关,着地之前,启动缓冲装置,减缓返回舱与地面的撞击,实现软着陆。     

回家，倒计时……——中国航天科工三院35所γ高度控制装置圆满助力神九返回

6月29日,在太空翱翔了13个日夜,圆满完成“四个首次”神圣使命的神九,就要回家了。 早在6月16日,当神舟九号飞船飞向太空时,中国航天科工集团公司三院35所Y高度控制装置的研制队伍就为神九回家开始了倒计时。有了这个装置,返回舱落地前才能利用射线精确地知道自己的高度,才能在落地前1米立即打开反推发动机,向地面发出反推力,让返回舱避免冲击、平稳着陆,让航天员安全回家。     

高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术

综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。     

基于航天员自主识别与控制的回收着陆模式研究

为解决由于载人飞船回收着陆分系统自身故障导致无法启动回收着陆工作程序的问题,文章提出了一种基于航天员自主识别、判断和控制的回收着陆新模式。首先从手动控制工效学、航天员主观识别和判断的参考物以及手控指令发送的时机等三方面进行了可行性探讨,然后分析了工程实现的技术路径。结果表明:航天员可通过载人飞船仪表系统显示和语音播报的途径获取返回舱返回过程中的关键时间点信息,通过亲身感受返回舱有无弹盖开伞时的振动冲击、脉冲噪声和过载来判断返回舱是否完成了弹盖开伞动作;同时在天气晴朗时通过舷窗进行对地观测可初步估计返回舱离地高度;当判断回收着陆分系统自身故障无法启动回收着陆工作程序时,航天员可以进行手动控制发送手控指令以启动回收着陆工作程序。这种新模式不影响现有回收着陆工作程序的执行,可以消除回收着陆分系统自身故障导致无法启动回收着陆工作程序的风险,提高了弹盖开伞的可靠性。     

回家,倒计时……——中国航天科工三院中53所γ满度控制装置圆高助力神九返回

6月29日,在太空翱翔了13个日夜,圆满完成"四个首次"神圣使命的神九,就要回家了。早在6月16日,当神舟九号飞船飞向太空时,中国航天科工集团公司三院35所γ高度控制装置的研制队伍就为神九回家开始了倒计时。有了这个装置,返回舱落地前才能利用射线精确地知道自己的高度,才能在落地前1米立即打开反推发动机,向地面发出反推力,让返回舱避免冲击、平稳着陆,让航天员安全回家。8点30分,坐落在北京和平里的35所,电视会议室里被紧张与兴奋的气氛包围着,手持国旗与航天科工司旗的人们早早入座紧盯着电视屏幕。今天,对于35所全体干部职工来说,是一次"神圣的大考"。     

利用过载开关和程序控制器的航天器减速着陆系统开伞控制方法

开伞控制方法是减速着陆系统设计中的一个关键环节,它直接关系到减速着陆系统工作的成败。针对目前采用过载开关和时间控制器相结合的开伞控制方法工作模式单一的问题,提出一种利用过载开关和程序控制器的开伞控制方法,能够有效识别过载开关的不同故障模式,可靠地为回收系统提供开伞信号。文章给出了过载开关调试接通值、返回舱轴向过载系数等相关参数的计算方法,分析了轴向过载系数、开伞高度、附加过载等误差影响因素。某返回舱飞行试验结果表明:过载开关工作模式判断正确,开伞高度控制精度满足要求,开伞控制方法安全、可靠,具有一定的实用价值。     

某型超声速半流伞气动热及气动特性研究

多用途飞船返回舱将以自旋方式半弹道再入大气层。返回舱再入飞行过程中,在超声速段存在第二个配平点,有可能出现姿态翻滚的情况。为避免返回舱姿态的不确定引起减速伞的开伞故障,返回舱配备了一个稳定伞,该稳定伞采用半流伞型,开伞高度约为26km,开伞时伞船系统Ma=3.0。因此,该降落伞面临非常严重的气动加热情况。文章基于计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)方法,验证了简化模型的可靠性,并对二维模型进行仿真,得到了降落伞及流场的速度分布、压力分布、温度分布。可以看出:相同高度下,随着速度值的增大,流场的动压值也是在增大的;相同马赫数下,随着高度的降低,流场的动压值也在增大;伞衣内表面温度始终是要高于外表面温度,且伞面温度最高的区域都处于伞顶口附近的伞带内表面上。     

成功返回! 新一代载人飞船试验船开启我国载人航天新篇章

正三朵巨大的红白"伞花"在酒泉东风回收着陆场上空盛放,返回舱仿佛按下了慢放键,缓缓摇曳着向地面降落。北京航天飞行控制中心的大厅里,人们紧张地注视着大屏幕上的同步画面。返回舱离地面越来越近,6个气囊打开,落地缓冲,平稳着陆。期待许久的掌声顿时充满了整个大厅。由中国空间技术研究院(中国航天科技集团有限公司第五研究院,以下简称航天科技集团五院)抓总研制的新一代载人飞船试验船(以下简称"试验船")的返回舱成功降落在酒泉东风回收着陆场预定区域,这标志着试验船飞行试验任务圆满成功,也意味着中国载人航天事业开启了新的篇章。     

载人飞船两种垂挂转换方案载荷比较及分析

为了对新一代载人飞船转垂挂载荷进行深入研究,优化结构设计,文章首先建立了转垂挂过程的动力学模型,通过与空投试验结果比对验证了模型的正确性。在此基础上,针对标称工况、主伞阻力面积偏小工况、返回舱质量偏大工况,计算得到无阻尼缓冲装置和有阻尼缓冲装置两种转垂挂方案对应垂挂转换过程中垂挂吊带载荷及返回舱过载。结果表明:最小载荷出现在主伞阻力面积偏小工况下,最大载荷出现在返回舱质量偏大工况下;各种工况下,阻尼缓冲装置对降低垂挂转换过程中的过载能起到一定的效果;载荷越大的工况阻尼缓冲装置的缓冲效果越差。文章的建模方法和分析结果对新一代大载重载人飞船的论证有一定借鉴意义。     

返回舱再入过程密封舱气体泄漏计算研究

为分析返回舱再入过程中密封舱漏孔内外压差,并对漏孔变流量充气过程进行研究,采用离散化分析方法将返回舱再入过程分成若干个阶段,针对容积为14 m~3的密封舱和面积为10 cm~2的漏孔,计算并获得了密封舱内外压差、漏孔质量流率、漏孔流速等参数在50~5 km范围内随高度下降的变化规律。结果表明:在高度5 km开伞时刻,漏孔质量流率达到最大值0.134 kg/s,舱内外压差趋近于最大值,约20 172 Pa;返回舱下降过程中漏孔流速在148.4~181.5 m/s之间,处于亚声速区;漏孔气体流速与漏孔面积大小无关,仅与漏孔内外压力及漏孔进口空气密度有关。以上研究结果可为密封舱结构强度设计、伞舱弹伞设计提供参考。     

“神舟号”载人飞船开伞控制方案设计

载人飞船的开伞控制方案是回收着陆系统设计中的一个关键环节,它直接关系到飞船回收着陆系统工作的成败。文章根据载人飞船特点的分析,制订了飞船开伞控制方案,即采用静压高度控制法来控制开伞,然后根据静压高度控制的工作原理,详细介绍了开伞控制方案的设计方法和流程。仿真试验和飞行试验结果表明:"神舟号"载人飞船开伞控制方案的设计是合理的、正确的。     

弹道式飞行器再入高度惯性控制方案

弹道式飞行器再入时，常常要求在规定高度上发出开伞信号，目前用的过载延时控制方法误差太大。本文以飞行器轴向视速度及其积分为控制信号，用共扼方程法设计了一种惯性高度控制方案。计算结果表明，该方案的控制误差小于１００ｍ。     

基于双目视觉的返回舱着陆横向速度测量

通过分析返回舱在着陆时所具有的水平速度也可能对着陆安全构成威胁的事实,论述了为返回舱增加横向缓冲装置的必要性,由此提出亟需解决的问题———在返回舱着陆下降过程中测量其水平运动速度。提出了全新概念的以视觉图像为唯一信息来源的返回舱水平速度测量方法,仅以双目摄像机系统作为传感器,避免了对返回舱原有传感器系统的改造。通过对着陆区域地面图像的采集和在线处理,利用双目交会测量原理得到返回舱当前的大地坐标和姿态。仿真实验证明,方法简单易行,测量结果可靠。     

超声速稳定伞气动热数值仿真研究

超声速稳定伞能有效避免飞船返回舱姿态不确定性引起的主降落伞系统开伞故障,在多用途飞船缩比返回舱的再入过程中得到了应用。相比于亚声速开伞过程,稳定伞超声速开伞时会遇到强烈的气动加热问题。文章采用流固耦合方法模拟稳定伞超声速时充气的动态过程,利用气动热数值仿真方法对稳定伞在超声速段的气动加热情况开展研究,确定典型弹道下的伞船系统的流场环境以及稳定伞面热流、温度分布。该数值研究方法可为中国返回式航天器再入返回过程中的超声速稳定伞设计提供参考。     

不同动压下双引导减速伞拉直过程的数值仿真

减速伞拉直过程是返回舱回收着陆工作的重要一环。单、双引导伞均可以拉直减速伞,两者结构不同,拉直效果也不同。双引导伞是在单引导结构基础上的一种深化,虽然结构相对复杂,但是可以在不同动压下拉直减速伞,比单引导伞更加安全可靠。文章对此进行了分析和研究。首先基于弹簧质量阻尼原理,建立了双引导减速伞拉直过程的动力学分析模型,对其从低到高多种动压下的拉直过程进行了数值仿真计算。然后选择低动压和高动压中两种情况的拉直过程进行分析,研究了双引导减速伞的工作原理,并与相同条件下单引导减速伞的拉直过程进行了对比。最后,从拉直时间和引导伞拉力两方面研究了不同动压对单、双引导下减速伞拉直过程的影响。结果表明:双引导减速伞可以适应不同动压,能够安全拉出减速伞;与单引导结构相比,双引导结构在低动压下拉力大,拉出时间短,高动压时拉力小,伞绳不易损坏,更加安全。该结论对回收着陆过程中减速伞结构的选择和设计具有重要的参考价值。     

基于双目视觉的返回舱着陆横向速度测量

通过分析返回舱在着陆时所具有的水平速度也可能对着陆安全构成威胁的事实，论述了为返回舱增加横向缓冲装置的必要性，由此提出亟需解决的问题——在返回舱着陆下降过程中测量其水平运动速度。提出了全新概念的以视觉图像为唯一信息来源的返回舱水平速度测量方法，仅以双目摄像机系统作为传感器，避免了对返回舱原有传感器系统的改造。通过对着陆区域地面图像的采集和在线处理，利用双目交会测量原理得到返回舱当前的大地坐标和姿态。仿真实验证明，方法简单易行，测量结果可靠。     

中国成功实现神舟八号与天宫一号交会对接

11月3日凌晨01时36分,在轨运行30圈的神舟八号飞船和在轨运行541圈的天宫一号目标飞行器,在距离地面高度为343公里的轨道上成功地实施了交会对接,实现两航天器刚性连接,形成组合体。组合体飞行由目标飞行器负责控制,飞船处于停靠状态,组合体设备工作正常,各项在轨试验进展顺利。     

载人飞船返回舱着陆待援段换热性能研究

在对载人飞船着陆待援段返回舱换热过程中各传热途径的量级范围及影响因素进行计算分析和对比的基础上,简化返回舱传热模型,提出返回舱综合换热系数的概念;并通过载人飞船返回舱换热试验对理论分析进行了验证,获取了返回舱综合换热系数的工程数据,所获数据可用于实现长时间地面待援期间返回舱内热环境的快速预示。     

“联盟”飞船非正常降落原因查明

5月4日,载有俄美3名国际空间站第六长期考察团成员的联盟TMA飞船返回舱降落时,偏离着陆地点460千米,地面搜救人员花了2个多小时才发现目标。这一有惊无险的降落事故后发生后,俄罗斯航天专家立即组成事故调查委员会,对非正常降落的原因进行严格调查。日前,该委员会宣布返回舱内部控制飞行姿态的重要部件———陀螺仪的一个开关非正常开启,是导致返回舱以弹道方式降落,大大偏离预定着陆点的原因。降落过程中,返回舱切入地球大气层的角度过大,使其承受的地球引力作用从7倍重力加速度增加到了9倍重力加速度。地面搜救人员花了2个多小时才找到…     

不同约束模型下降落伞-返回舱系统运动特性分析

建立了球铰链约束、单点吊挂约束、倒“Y”型约束三种约束模型,并对某型号舱-伞系统稳定下降过程的运动特性进行仿真计算,给出在三种约束模型下,系统运动参数随时间、高度变化的对比曲线图,并对仿真结果进行分析。计算所得结论可为降落伞-返回舱系统进行运动特性分析时简化约束模型提供重要参考。