降落伞强度空投试验模型的气动-动力学特性仿真研究对空投试验方案设计和降落伞减速系统性能的考核至关重要。文章运用数值模拟手段分析了空投试验模型的气动特性和气动稳定性,探讨了降落伞开伞前空投试验模型的弹道轨迹和运动姿态的变化,并针对不同飞行攻角下空速管动压测试值与实际开伞动压存在相对偏差所造成的影响进行了分析。结果表明:空投试验模型的轴向力系数在攻角大于4°时有所下降。法向力系数和俯仰力矩系数随着飞行攻角增加以近似线性的方式增大,压心位置后移,气动稳定性良好。在模型投放后至降落伞开伞前的过程中,随着高度下降空投试验模型的速度以近似线性的形式增大,且俯仰角和攻角均存在周期摆动现象。由于飞行攻角的影响,空速管测得的动压值与开伞实际动压存在相对偏差,但相对偏差范围不会超过14%。研究结果...

增大伞衣透气性有利于提高降落伞的稳定性,相关研究日益受到重视。文章基于计算流体力学方法对不同透气性下的环帆伞流场开展数值计算,在伞衣构型设计不变的前提下,分别针对位置和数量开展开“窗”结构对环帆伞稳态性能影响的研究。结果表明开“窗”数量相同时,位置越靠近伞衣底部,阻力系数受影响越小,越不利于提高静稳定性;开“窗”位置相同时,数量增加,阻力系数下降趋势减弱,静稳定性基本不变。上述结果可为环帆伞的设计改进提供参考。

文章针对新一代载人飞船返回舱再入过程气动热环境和返回舱传热特性,建立了气动热环境下返回舱动态耦合传热集总参数模型,能够描述返回舱防热层内侧蜂窝板、舱体、设备和舱内空气间的导热、对流及辐射动态耦合换热过程。文章应用该模型对典型新一代载人飞船返回舱气动热环境下的传热特性进行了分析,提出了防热烧蚀层内侧铝蜂窝板表面包覆多层隔热材料、增强舱外设备与返回舱壁热耦合、降低设备表面红外发射率等返回舱热控优化设计措施。热控优化措施应用于中国新一代载人飞船试验船,并通过首次在轨飞行验证,在近第二宇宙速度返回气动热环境下,返回舱结构、空气、设备等各项温度指标均满足指标要求,验证了返回舱热控设计的合理性。研究结果可为返回式航天器热控系统设计提供参考。

为了解高超声速再入时气动热载荷对充气式减速器柔性结构的影响,文章基于松散耦合方法开展了极端热载荷工况下的耦合数值研究。文章首先建立了流固耦合和热固耦合两种模型,分别对比研究了气动力和气动热两种气动载荷对蒙皮结构的影响。结果表明,气动热对结构的影响远大于气动力,在高超声速再入时应重点考虑。之后研究了气动热载荷下充气式减速器防热层各功能层温度分布,结果表明,绝热层隔热效果最为显著,绝热层导热系数增大一倍,内部最高温度升高21.7%,热变形最大值升高10.7%。上述成果为充气式减速器的设计提供了一定的理论依据。

针对半刚性机械展开式气动减速技术特点，文章首先选取了八棱台气动外形，分析了考虑柔性面变形影响的气动环境特征，然后开展了连杆机构原理设计和柔性防热结构设计，最后进行了机构构型稳定性仿真分析、柔性防热材料风洞试验验证、柔性防热结构套装及气动面展开性能验证。研究显示:八棱台外形棱边处气动热整体上大于柔性面区域且在棱边靠近边缘处出现最大值;棱边处和柔性面区域的气动压力随径向距离变化不大且两处的气动压力水平相当，而气动剪力随径向距离变化明显且棱边处的气动剪力明显大于柔性面区域;整个连杆机构在气动力作用下不发生结构破坏和失稳，能够保证气动面构型稳定性;新研的柔性防热材料经风洞试验考核能够耐受规定的气动力热环境，并能保证气动面背温在机构正常使用范围内;经原理样机验证，机构运动性...

减速伞是回收着陆系统中重要的气动减速装置，其气动特性关系着整个减速着陆过程的成败。由于减速伞开伞动压高、载荷大的特点，结构设计及参数选择非常关键，并且，为减小开伞动载，一般采用底边收口的形式控制伞衣逐级充气展开。文章所述的减速伞具有两级收口装置，基于某伞型为带条伞的减速伞进行了收口状态的数值仿真分析和风洞试验研究。利用流固耦合方法获得了减速伞的收口展开过程中典型阶段的气动外形，采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）方法对收口状态下的减速伞进行了气动特性计算分析。同时，为考察减速伞收口状态的稳态阻力特性及收口解除过程中的阻力特性变化，并验证收口解除装置的工作可靠性，在亚声速风洞中对减速伞进行了稳态及动态解除收口试验。通过减速伞风洞实验，对其阻力面积及动态特...