柔性可展开气动减速技术是航天器进入大气环境后进行进一步减速的、最终实现无损着陆的关键技术,是载人航天、登月返回和火星探测等重大航天任务的支撑技术之一,其研究具有重要的理论价值与工程意义。文章首先基于地球大气不同高度的应用场景,对柔性可展开气动减速在地球及地外空间的拓展应用进行了阐述,进而对柔性可展开气动减速器进行了分类介绍,总结了柔性可展开气动减速技术的发展现状。最后在理论层面分析总结了柔性可展开气动减速技术的内涵,以及涉及的空气动力学、柔性结构动力学以及流固耦合等关键的力学分析技术,并根据研究现状和关键技术,对柔性可展开气动减速装置在未来的应用和技术发展进行了展望。

返回式卫星进入地球大气层95km高度左右时,速度达到Ma>20,回收舱被高超声速稀薄来流形成的弓形激波环绕,气动加热问题非常明显,准确预测过渡流区的气动热成为一个十分突出的问题。过渡区由于气体空气分子仍然比较密集,基于分子动力学的直接蒙特卡洛模拟方法(DSMC)极其耗费计算资源,而求解Navier-Stokes(N-S)方程的方法误差较大。采用添加二阶滑移条件的N-S方程求解过渡流区气动热,并与开源DSMC2V程序计算结果对比,研究了舱体母线热流、压强系数变化;通过对比两种方法下舱体前缘弓形激波及流场参数变化,分析了滑移条件影响壁面和流场参数的机理。结果表明:回收舱再入过渡区时,钝头驻点区为高压、高热流区,锥身区气动热和壁面压强保持在较低水平。带滑移条件的计算机流体力学方法(ComputationalFluidDynamics,CFD)计算得到的热流、压强系数与DSMC结果吻合...

文章介绍了Zernike多项式的特点以及多项式拟合在低温光学中的应用,通过对某低温光学镜头的热集成分析,阐述了Zernike多项式拟合在热集成分析中的重要性以及热变形对低温光学系统的影响。

主要针对斯特林制冷机与红外探测器的耦合集成技术进行了设计、分析,研制了整体式耦合和分离式耦合2种结构的斯特林制冷机/红外探测器组件,并通过了试验测试,性能指标可以满足要求。

超声速降落伞是火星探测成功的关键。目前唯一成功实现火星探测的降落伞伞型——盘缝带伞已经达到使用尺寸极限,美国NASA新一代超声速低密度降落伞的候选伞型——盘帆伞的试验却全部失败,这可能与其复杂的透气性结构(几何透气性和织物透气性)密切相关。为了实现未来新一代超声速降落伞的设计研制,文章以缩比的火星科学实验室盘缝带伞的刚性模型为研究对象,基于计算流体方法,针对来流马赫数和伞衣织物透气性对降落伞系统复杂流动和气动特性的影响开展了数值研究。结果表明降落伞阻力系数在跨声速域有所下降,当Ma=1.4时达到峰值;织物透气性对降落伞系统的流场模式没有影响,但超跨声速段降落伞受织物透气性影响其阻力系数出现明显降低。文章的研究结果可为未来新一代火星探测用超声速降落伞的设计研制提供一定的理论参考和技术储...

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。

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...

为快速预测返回过程再入器的极端气动热载荷情况，文章以充气式再入器为研究对象，基于动力学运动方程及Kemp-riddell气动热工程公式，采用龙格-库塔方法开展了136组工况的返回过程数值计算，获得了充气式再入系统返回过程的轨迹弹道与驻点热流密度变化情况，研究了驻点热流密度峰值和峰值出现高度与弹道系数、球头半径及再入角度的关系，发现驻点热流密度随弹道系数、再入角度的增加而增加、与球头半径的二次方成反比;但极端热载荷出现高度随弹道系数增加而降低，与球头半径和再入角度无关。文章提出了航天器以第一宇宙速度返回再入时极端热载荷的工程经验公式，采用公式对飞船返回舱、返回式卫星的极端热载荷进行预测，所得结果和试验数据基本一致，表明该预测公式具有较高的准确性和较好的通用性。文章的预测方法适用于再...

充气式进入减速系统适用于高超声速下飞行器的进入减速、可折叠展开，集成了气动热防护、气动减速和着陆缓冲等多项功能于一体，将成为航天器进入或再入返回的主要技术途径。文章首先归纳了数十年来充气式进入减速系统发展出的主要构型，简述了其主要性能特点;之后以几个典型项目为例，介绍了国际上充气式进入减速系统的发展情况。文章针对充气式进入减速系统最为重要的组成部分——充气展开柔性结构归纳了多场耦合及气动优化设计、轻质柔性耐高温材料、折叠包装与充气展开等关键技术。最后，对充气式进入减速系统的发展情况进行了小结，提出了应用展望。