小升阻比载人飞船返回舱的空气动力特性

本文介绍了球冠倒锥形返回长期舱的外形母线方程、特征点参数和气动性能。用修正牛顿理论对返回舱的气动系数进行了计算预测并与现有的实验数据作了比较。对现有的阿波罗、双子星座和联盟号三种小升阻比返回舱的气动系数进行了给定、分析和评述。     

航天飞机的随控布局研究——航天飞机空气动力学问题之六

从60年代后期以来,在飞行器研制中逐渐采用先进的主动控制技术。对于航天飞机,随控布局的主要任务是放宽静稳定性,对静不稳定的航天飞机实现飞行控制,并使共具有良好的飞行品质和性能。航天飞机随控布局设计的主要参数是高超音速下的配平能力、重心后限和操纵面的气动加热。在空气动力学上,主要靠机翼机身的合理布局设计。最佳的随控布局设计比常规设计飞行器的有效载荷有显著的增加,飞行器的净重约可减少10%。     

小升阻比载人飞船返回舱的外形设计

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接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。     

航天飞机的低密度效应——(航天飞机空气动力学问题之三)

美国第一代航天飞机(Shuttle-I)在177千米高度以上飞行时处于自由分子流区(克努曾数 Kn≥10),在83～177千米的高度范围内处于过渡流区(0.001≤Kn≤10)。传统的连续介质空气动力学已不适用了,而要用非连续的稀簿空气动力学。本文简要介绍美国航天飞机研制过程中采用过的蒙特卡罗直接模拟法、粘性激波层法和洛克希德工程计算等理论计算方法。并与风洞试验和飞行试验结果进行了比较和分析。研究结果表明:低密度效应对航天飞机的气动加热、阻力系数和升阻比等气动性能有很大的影响;理论计算与飞行试验的差别随 K_n 数的增大而增大,其差別的原因尚没有确切和满意的解答。对过渡流,目前无论是理论计算还是风洞实验都存在着较大困难。因此必须加强对航天飞机低密度效应的理论和实验研究。     

载人飞船返回舱的动稳定性

载人飞船返回舱动稳定性的地面模拟试验方法有强迫振动法。有限自由振动法，自由翻滚法和模型自由飞试验法。试验结果表明，在配平攻角区阿波罗返回舱除马赫数Ｍ〈０．７以外，一般都具有俯仰正阻尼特性。双子星座返回舱在配平攻角区，当Ｍ〈０．５时存在俯仰负阻尼特性。钝头气流分离效应，后体气再附效应，船尾近尾流交应和动态时滞效应等对静，动稳定性都有相反效应。这些效应会使返回舱的静稳定性增加，而使动稳定降低。角振幅增     

载人飞船返回舱的动稳定性

载人飞船返回舱动稳定性的地面模拟试验方法有强迫振动法、有限自由振动法、自由翻滚法和模型自由飞试验法。试验结果表明，在配平攻角区阿波罗返回舱除马赫数Ｍ＜０．７以外，一般都具有俯仰正阻尼特性。双子星座返回舱在配平攻角区，当Ｍ＜２．５时存在俯仰负阻尼特性。钝头气流分离效应、后体气流再附效应、船尾近尾流效应和动态时滞效应等对静、动稳定性都有相反效应。这些效应会使返回舱的静稳定性增加，而使动稳定性降低。角振幅增大会使返回舱的平均俯仰阻尼增加，马赫数增大使俯仰阻尼降低。     

航天飞机的气动热——航天飞机的空气动力学问题之四

轨道器的热防护系统是航天飞机研制中的主要技术关键。本文简要地介绍了美国 Shuttle-1航天飞机轨道器研制中所遇到的有关气动热的几个主要问题,包括再入气动热环境的预测、非平衡和表面催化效应、边界层转捩影响、背风面加热和缝隙加热以及激波干扰加热等。并对用风洞试验、工程计算和数值模拟方法所得到的轨道器气动热的预测值与飞行试验的实测结果作了比较和分析。最后对需要开展的航天飞机气动热的研究工作提出了建议。     

载人飞船返回舱的压力分布

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，使拐角和球冠区的压力降低，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。     

小升阻比载人飞船返回舱的空气动力特性

本文介绍了球冠倒锥形返回舱的外形母线方程、特征点参数和气动性能。用修正牛顿理论对返回舱的气动系数进行了计算预测并与现有的实验数据作了比较。对现有的阿波罗、双子星座和联盟号三种小升阻比返回舱的气动系数进行了给定、分析和评述。