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。

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...

增阻离轨技术是指充分利用稀薄流气动阻力、在寿命末期航天器上展开大展收比增阻装置,从而大幅加速其轨道衰减的被动离轨技术。增阻离轨装置在稀薄流中的气动特性参数是预测离轨周期的关键参数,本文采用直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)对增阻离轨装置在稀薄流下的气动特性进行了数值预测,为后续航天器离轨动力学分析计算提供依据。

为描述空间再入充气系统在大攻角状态下的气动力与结构特性,利用CFD模型研究了不同攻角下的流场分布及气动力系数变化。同时建立了考虑内充压作用的有限元模型,并以高超声速流场作为输入,采用流固单向耦合的方法分析了不同攻角下的气动力对结构静力学特性的影响。研究表明:随攻角的增大,轴向力系数呈整体下降趋势,而法向力系数及俯仰力矩系数分别呈M型及W型变化趋势;此外,随着攻角的增加,结构最大应力整体呈上升趋势,并在45°攻角附近增幅最大。

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...

针对火星探测任务中降落伞开伞环境为低密度大气的特点,本文由降落伞气动力系数与透气量关系,提出了通过降落伞有效透气量预测降落伞气动力系数的方法,该方法先由织物透气量试验获取伞衣透气量拟合曲线和透气量常数,再根据风洞试验得到两种有效透气量下的气动力系数,然后由有效透气量插值获取了盘缝带(DGB)伞火星大气条件下气动力系数,并且通过空投试验数据对该方法进行验证。计算结果表明,在火星条件下,降落伞气动力系数与风洞条件下变化趋势基本一致。Ma 0.4工况阻力系数的变化范围为0.583~0.622,Ma 0.8工况阻力系数的变化范围为0.438~0.494。

针对充气式再入减速器在动态飞行环境下的结构特性变化问题,提出一种基于飞行轨迹参数的CFD动态边界条件加载方法,有效实现了飞行动力学与空气动力学之间的耦合。同时,建立考虑内充压气体热效应的流固耦合模型,较已有方法更全面地考虑了结构变形对流场的影响以及内充压气体状态参数的改变,突破了现有研究中未能完整考虑温度对结构特性影响的局限。利用此模型着重对比了再入过程中气动力与气动热对结构应力及一阶固频的影响,并研究了尺寸变化对结构特性的影响规律。研究发现单独考虑气动力与气动热作用时,结构最大应力分别升高至39.6 MPa与33.5 MPa,而适当减小半锥角和增多气囊数目有利于减小结构应力。本文研究为充气式再入减速器的强度校核及优化设计提供了有价值的参考。

针对柔性舱为密封舱在太空环境中存在密封可靠性不足问题,文章提出了一种柔性舱O型密封结构,建立了柔性舱密封结构的非线性有限元仿真模型。通过柔性舱O型密封圈的Von Mises应力及最大接触应力来判定柔性舱密封可靠性,探讨柔性舱内气压、预压缩率、压条与舱门法兰间是否添加薄膜等因素对柔性舱密封性能的影响状况。ANSYS仿真分析结果表明:随着预压缩率及柔性舱内压增加,最大接触应力与Von Mises应力增大;当柔性舱密封结构添加薄膜时将增强密封性能,预压缩率为10%且舱内气压在0.1~0.6MPa范围内时可实现自密封,从而保证柔性舱密封性能。