航天进入减速与着陆技术是利用减速和缓冲装置, 通过特定的控制手段, 使高速进入地外天体或再入地球大气的航天器或其他飞行器按预定的程序和目的安全着陆的技术。对于进入/返回式航天器而言, 航天进入减速与着陆技术是决定整个航天任务成败的关键, 是促进空间技术发展必不可少的核心技术, 对我国航天科技发展以及国防和军队现代化建设意义重大。随着航天事业的发展, 我国的航天进入减速与着陆技术从无到有, 从弱到强, 特别是通过返回式卫星、载人飞船、月球探测、火星探测等工程的洗礼, 如今已成为我国航天领域先进技术之一, 为中国航天技术跨进世界先进行列起着举足轻重的作用。

在我国航天事业的规划中, 载人航天、深空探测等重大专项工程, 以及先进的天地往返系统、更高性能的战略战术导弹武器等对航天进入减速与着陆技术的需求日益迫切, 主要趋势包括: 满足更多样化的工程需求, 实现更大载重的进入减速与着陆, 适应更快的进入速度, 适应空间、高空、地外天体等更为复杂的环境, 达到更高的下降及着陆精度, 进入减速与着陆系统的可靠性安全性不断提升, 实现航天器重复使用, 等等。

2019年, 中国航天科技集团有限公司依托航天五院508所, 联合南京航空航天大学设立了航天进入减速与着陆技术实验室, 定位于: 紧密围绕我国载人航天、深空探测、天地往返运输等重大任务的战略需求, 开展进入减速与着陆技术探索性、创新性应用基础研究和关键技术研究, 培养和造就一支高水平的研究团队。实验室成立以来, 联合清华大学、北京航空航天大学等高校及相关科研院所, 在叶培建院士作为主任的学术委员会的指导下, 在航天进入减速与着陆技术领域取得了丰硕的成果, 突破了新一代载人运输飞船大型群伞回收与着陆技术、运载火箭助推器落区控制大型翼伞定点回收等关键技术。

中国航天强国建设事业任重道远, 为了积极推动航天进入减速与着陆技术的发展, 在《清华大学(自然科学版)》编辑部的大力支持下, 中国航天科技集团有限公司航天进入减速与着陆技术实验室精心组织本专刊, 得到国内学者的积极响应。本期专刊精选17篇论文, 涵盖了航天进入减速与着陆系统的设计、仿真分析、试验验证等内容, 有代表性地展示了近年来该技术领域的最新进展, 供国内外科研人员参考。

详细内容请阅读《清华大学学报（自然科学版）》2023第3期，识别下文二维码或点击http://jst.tsinghuajournals.com/CN/1000-0054/current.shtml即可浏览全文。

01 航天降落伞撕裂带测试装置及其动态索力响应特性

李东兴，侯森浩，孙海宁，黎帆，唐晓强

该文提出一种航天降落伞撕裂带测试装置，用于测试撕裂带工作性能。基于测试装置，研究绳索在高速冲击载荷下的动态索力响应问题。将机械系统简化为弹簧阻尼系统，基于Lagrange第二类方程推导得到系统动力学方程，并通过Runge-Kutta方法求解模型，得到撕裂带测试过程中的绳索受力状态。研究在高速冲击载荷下，绳索阻尼的作用机理。进一步研究绳索弹性模量、阻尼以及绳索两端质量比对索力的影响规律，最后对比理论模型与验证实验的数据。结果表明：理论模型计算得到的绳索末端索力与实验结果趋势保持一致，验证了理论模型的正确性，对撕裂带测试装置的设计和控制具有指导意义。

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02 全向增阻离轨的充气薄膜球设计与性能分析

卫剑征，张义，侯一心，谭惠丰

增阻式离轨是避免小卫星失效后产生空间碎片的高效方式之一。该文针对充气展开增阻薄膜球的离轨问题，首先，给出了充气展开薄膜球的全向增阻设计方案，提出了闭合三维球面变形收缩为紧致星型与星瓣Z型融合折叠方法，经零线宽与变厚度折叠形成密实立方体状；其次，基于小挠度球壳变形假设，分析了增阻薄膜球在极限高度200 km下受到最大气阻力时其球面的失稳临界压力，对比在室温和高温条件下薄膜球的临界压力变化，通过真空环境箱进行试验验证；最后，分析了不同碎片面质比与增阻薄膜球直径对离轨时间的影响关系。结果表明：聚酰亚胺薄膜球可作为空间碎片的全向增阻离轨设计的球状结构，随着球体直径的增大，其临界压力呈指数型下降；在相同的轨道高度，碎片的面质比越大，离轨时间越短；在相同的面质比条件下，碎片的轨道高度越高，离轨时间越长。

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03 攻角效应对降落伞拉直过程影响的仿真模拟

王广兴，房冠辉，李健，刘涛，何青松，贾贺

降落伞的弹射拉直过程是降落伞工作的第一个关键动作，能为后续降落伞顺利充气创造条件。降落伞的弹射拉直过程一般处于飞行器尾流区域，尾流特性对该过程具有重要影响。开伞时飞行器的高度、Mach数、攻角等均会对飞行器尾流造成影响，其中开伞时飞行器攻角是降落伞设计中的一个重要考虑因素。该文采用三维非定常Reynolds平均N-S (unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes，URANS)方程耦合六自由度(six degrees of freedom，6DoF)运动方程的方法，针对攻角效应对降落伞弹射拉直过程影响进行了研究。结果表明：攻角效应会显著改变飞行器尾流特性，与0°攻角相比，非0°攻角返回舱尾流呈现非对称流动特征，进而导致尾流方向与弹射初始速度方向不一致；非对称尾流会对分离体轨迹和姿态产生较大影响；攻角效应会导致分离体与尾流相对位置改变，从而影响拉直过程时间，即随着开伞攻角增加，弹射拉直时间减少。该方法和结论对于降落伞系统设计具有重要的参考价值。

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04 帆片结构张满度变化对环帆伞气动性能的影响

高畅，李岩军，余莉，聂舜臣

该文以某型环帆伞为研究对象，基于稳降状态下环帆伞的气动外形建立了伞衣绕流流场数值模型，通过对不同帆片排气方向下环帆伞尾流、伞衣缝射流和伞衣表面压力等进行研究，分析帆片结构对环帆伞减速及稳定性能的影响及其原理，在此基础上探究了张满度变化对环帆伞气动性能的影响。结果表明：向上排气结构环帆伞受通过月牙缝顺流气柱的作用，轴向阻力减小，但偏离平衡位置时伞衣获得恢复力矩，因此与向下排气伞衣相比，阻力系数减小，稳定性增强；随着帆片结构张满度的增加，向上排气伞衣阻力系数增大，向下排气伞衣阻力系数减小；2种排气方向的环帆伞均存在稳定性能最优的张满度值。研究结果对改进环帆伞设计提供了一定的理论参考。

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05 伞衣织物微孔射流透气特性

孙志鸿，仇博文，余莉，李岩军，聂舜臣

为研究伞衣微孔透气结构的射流特性，该文基于TexGen建立了2种织物的微观模型，采用计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)技术开展了不同压差下的孔隙射流流场研究，探究了沿孔隙中心轴线速度和压力的变化规律。结果表明：不同孔隙结构织物均有相似的流场分布规律，孔隙射流存在速度增幅区、速度衰减区、尾流衰减区和尾流过渡区4个区域；沿轴向的速度、压力梯度主要出现在速度增幅区和速度衰减区；中心轴线的最大速度点和最小压强点均位于孔隙喉部后方约0.145t(t为织物厚度)处；尾流衰减区的流动特性不受内外压差的影响，当压差大于200 Pa时，织物孔隙内和尾流场的流动特征参数变化仅由织物结构决定。结合射流区长度与织物透气量间的指数衰减关系提出了普适的射流影响域模型。该文研究方法对探究透气降落伞的精细尾流结构，提高透流伞衣流场模型的准确性具有重要意义。

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06 具有横向运动能力的圆形伞的设计

陈冠华，陈雅倩，周宁，贾贺，荣伟，薛晓鹏

降落伞作为重要的减速工具，通常具备垂直减速能力，若其具备一定的稳定可控横向运动能力，将大大扩展降落伞的应用范围。伞衣上非对称开缝、开孔是实现平飞简单有效的方法。该文基于平面圆形伞设计了具有非对称孔、缝结构的伞型，并通过数值模拟方法计算对比流场结构、阻力系数和横向力系数等结果，验证其是否具备横向运动能力。通过计算可知，距伞底对应圆心角30°处环缝减速效果最佳。在此基础上，将伞的环缝长度缩短一半，并逐步加入径向孔，实现非对称开缝、开孔。在所有计算模型中，U形伞缝的设计会使降落伞的减速性能、横向运动性能有较大提升，同时伞随着迎角变化稳定性最佳。

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07 一种大型冲压式翼伞的设计与试验

吴卓，张文博，王治国，冯佳瑞，任雅丽

冲压式翼伞是一种具有高滑翔比和可控飞行能力的降落伞，在精确空投和回收领域具有广阔的应用前景。国外大型冲压式翼伞的设计技术较为成熟，冲压式翼伞也得到了广泛应用；而国内的设计技术还停留在中小型冲压式翼伞上，大型冲压式翼伞的设计和应用较少。该文提出了一种大型冲压式翼伞的设计方法，给出了结构设计方法，修正了气动性能的工程计算方法，并设计了一个用于回收运载火箭助推器的大型冲压式翼伞，分析了该伞气动性能数值的计算结果和试验数据。修正后的工程计算方法可计算翼伞系统的失速攻角，能够解释在小安装角下翼伞系统无法配平的现象，得到的大型翼伞系统气动性能数据与空投试验的数据也较为接近，是大型冲压式翼伞设计的有效辅助方法。空投试验和飞行试验的成功也证明了这种大型冲压式翼伞的设计方法合理可行。

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08 材料弹性对降落伞充气展开力学性能影响

王奇，蒋伟，王文强，雷江利，张章，赵淼

降落伞充气展开过程涉及柔性结构非线性变形与流场的高度耦合。为研究不同弹性的纬向加强带对降落伞充气展开过程中力学特性的影响，该文基于流固耦合（fluid-solid interaction，FSI）方法对3种弹性纬向加强带构型的带条伞进行充气展开过程模拟，获得了充气展开过程中气动力、纬向加强带张力和伞衣应力分布等关键参数，分析了织物材料弹性对降落伞开伞动载以及局部受力情况的影响，并通过风洞试验对带条伞充气展开过程的气动力变化进行测试，验证了利用FSI方法预测降落伞动态力学及局部受力特性的可行性。仿真和试验结果表明：纬向加强带弹性模量对降落伞充气展开过程中整体气动力影响甚微，对于伞衣和纬向加强带本身的应力分布影响显著；采用与伞衣相同材料的锦丝纬向加强带能显著降低局部应力水平，相较于高弹性模量的芳Ⅲ纬向加强带，纬向加强带和伞衣的最大应力分别降低83.3%和22.8%。

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09 航天回收用降落伞材料强度验证方法

隋蓉，张文博，贾贺，蒋伟

为了使地面材料试验能够尽可能地模拟降落伞真实工作状态，改进降落伞的设计验证方法，根据降落伞实际应用工况开展了降落伞常用织物材料在疲劳载荷、双轴拉伸载荷和垂直平面载荷作用下的试验研究，提出了织物受垂直平面载荷作用的载荷计算方法。研究结果表明：疲劳载荷降低了降落伞常用织物材料锦纶的断裂伸长率，使拉伸断裂功变小，降低了织物的动载载荷承受能力；在双轴拉伸载荷作用下，2种降落伞常用的锦纶平纹织物材料的拉伸强度未出现与单轴拉伸强度有明显差异的现象；在垂直平面载荷作用下，锦纶织物的断裂强力小于材料标称断裂强力，强度损失最高约16%，试验结果可应用于降落伞强度设计系数计算中，以指导产品设计。

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10 载人飞船主伞包出舱动力学

王永滨，张亚婧，黄雪姣，殷莎，陈点豪，王奇，雷江利，贾贺，陈金宝

中国新一代载人飞船试验船的气动减速系统由2具减速伞和3具主伞组成，减速伞在实现第1阶段减速后分离并将主伞包从飞船中拉出。主伞包出舱作为降落伞系统的一个重要工作环节，一直是回收着陆系统的关键技术和设计难点之一，由于这一瞬时高动态过程涉及吊带、伞包和舱盖等多体接触和受力耦合作用，因此采用基于简化动力学模型的理论计算方法难以准确描述该过程。该文提出了一种基于有限元模型的气动-动力学耦合分析方法，建立了主伞包出舱动力学模型，运用气动力载荷动态匹配控制方法实现了降落伞由气动载荷向动力学模型的精确传递，通过对初始速度、防热层拉力和舱盖质量等影响主伞包出舱的因素进行全面分析对比，获得了主伞包出舱过程的载荷、速度和过载等动力学特性，直观且逼真地描述了主伞包出舱的动态过程。该方法有效指导了新一代载人飞船试验船回收系统方案的设计，为后续的正式飞行任务提供了理论支持。

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11 锥形减速结构流场热化学非平衡仿真

刘宇，赵淼，张章，贾贺，黄伟

该文对充气式再入与减速技术（inflatable reentry and descent technology，IRDT）中使用的锥形减速结构流场进行了气动热仿真计算。计算模型基于有限体积法对N-S（Navier-Stokes）方程进行求解，使用非平衡双温度模型计算流场热化学反应。为了验证算法准确性，对钝体标准模型ELECTRE进行仿真计算，计算结果与飞行试验和文献结果基本相符。锥形减速结构仿真工况高度为70 km，来流Ma为13，仿真结果表明：激波后振动温度被激活，并逐渐升高至平动温度，同时空气中离解组元浓度逐渐升高；结构表面热流与压强在驻点附近沿径向快速降低，随后热流呈线性下降，压强近似为常量。对4种不同半锥角的锥形减速结构仿真结果进行了对比，结果显示：50°、55°和60°半锥角激波位置及表面热流基本相同，65°半锥角激波距离前缘点更远，同时表面热流更低；4种半锥角驻点压强基本相同，外围压强随半锥角增加呈线性增加。仿真结果可为IRDT方案设计提供参考。

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12 空间充气式返回器气动弹性动力响应特征

张章，吴杰，赵淼，王奇，刘宇

针对空间充气式返回器在超声速流场下的气动弹性动力响应问题，该文建立了一种考虑内充压气体作用的流固耦合模型，较已有方法更真实地揭示了空间再入柔性充气结构变形对流场的影响；同时，采用六自由度飞行动力学对超声速阶段的飞行轨迹进行了修正，有效实现了飞行动力学和气体动力学之间的双向耦合。研究表明：超声速工况下，飞行器在小于50°攻角时的俯仰力矩导数为负，其结构有维持静稳定状态的能力；飞行器在超声速流场中会产生剧烈的振动，本质为大尺度湍流尾迹作用下的抖振效应，而这一现象在跨声速及非对称来流的情况下更加严重，有诱发结构产生低频共振的风险。该研究为空间充气式返回器在超声速条件下的结构安全性设计与评估提供了参考。

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13 面向火星着陆器触地模拟试验的重力卸载系统

隋毅，孙海宁，黄伟，董强，黎光宇，张剑勇，张亚婧

在地面环境下开展可靠且快速的验证试验是保障探测器成功着陆的关键。该文基于零自由长度弹簧模拟“天问一号”火星着陆的重力卸载系统，在触地阶段为探测器提供火星表面的重力环境，破解卸载力在触地及剧烈碰撞过程中平稳、恒定输出的技术难题，利用弹簧对冲击力等高频干扰的截断能力，使重力卸载系统在剧烈动态过程中保持平稳的输出。试验结果表明：系统的恒力输出最大平均误差为1.5%，可有效保障大行程、重载、高速和冲击条件下恒定卸载力的施加。系统的负载可调设计可适配不同目标行星的重力环境，提高了相关触地模拟的试验效率。

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14 火箭整流罩半罩再入过程连续流区气动特性数值研究

冯瑞，刘宇，张章，何青松，吴卓，滕海山，贾贺

针对整流罩半罩与运载火箭分离后再入落点预测难的问题，结合再入实测飞行弹道数据，采用计算流体力学（computational fluid dynamics，CFD）方法对某型常用火箭整流罩半罩再入过程在连续流区的气动特性进行了全面研究，得到了再入速度在Ma为0.20~5.95和攻角为0°~360°范围内的气动参数。计算结果表明：半罩再入过程存在2个配平攻角，超音速和亚跨音速流域的第1个配平攻角分别约为95°和88°，第2个配平攻角均约为255°；在第1个和第2个配平攻角处，半罩在0°滚转角位置分别表现出在滚转方向上静稳定与非静稳定特性；沿半罩轴线方向调节其质心位置，可有效改变其配平飞行攻角，从而显著改变配平飞行升阻比。研究结果对运载火箭半罩再入落区可靠预测或一定范围内的落区调节控制具有重要价值。

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15 组合体无人机单体机翼构型设计与拓扑优化

张青松，贾山，陈金宝，徐颖珊，佘智勇，蔡成志，潘一华

轻量化是飞行器设计及优化的关键指标，直接影响飞行器的作战效能。该文针对大展弦比组合式无人机中的单体无人机承力结构设计及轻量化设计需求，建立组合体无人机单体机翼框架模型，提出了在气动循环载荷作用和疲劳寿命的约束下，对机翼主要传力构件进行拓扑优化的整体设计优化方法：首先，通过有限元方法分析机翼全工况下气动载荷；其次，在极限载荷循环作用下分析机翼全域的疲劳寿命特性；最后，通过拓扑优化技术对单体机翼承力框架进行体积优化设计，优化后机翼框架减重35%，有效实现了机翼框架的轻量化设计目标。

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16 月球环境下明暗交界处月尘输运异常现象

董泰郎，冯昱龙，黄伟，任德鹏，王志浩，王建山，崔玉红

月表环境下，山脉或探测器和巡视器等附近形成的整体或局部明暗交界区域会发生月尘输运异常现象。该文通过建立整体和局部2种明暗交界模型，采用质点网格法和蛙跳法，基于Apollo探测器实测的月表月尘数量，研究了2种模型的月尘输运异常现象。结果显示，整体明暗交界区域存在非常显著的月尘输运异常现象，月尘输运路径呈现喇叭口形状或片状抛物线形状，并在明暗交界线上方发生大量月尘聚集，月尘输运现象具有明显的水平输运特征。在局部明暗交界区域的探测器左侧和右侧均出现非常显著的月尘输运异常现象，具有双向水平输运特征，并存在或大或小的双月尘涡旋，引起了探测器周围的局部“月尘暴”。整体明暗交界区域月尘输运异常现象可间接地验证“辉光”现象，局部明暗交界区域月尘输运异常现象也可能是月表探测器上沉积大量月尘的主要原因之一。月尘输运异常现象不但对现役的月球车和探测器等有潜在危害，也是人类在未来探月活动中无法回避的关键问题之一。该文研究的结果对月球探测器着陆点和巡视器行走路线的选取具有重要的参考价值，有助于降低月尘污染对人类探月活动的影响。

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17 航天器低重力模拟试验平台三维随动系统

董强，陈强，黄科，邢伟，沈兵

为验证航天器处于低重力环境条件下在目标天体表面着陆起飞的适应能力，三维随动系统采用大范围随动和快速精确跟踪两级联动驱动技术构建了低重力环境，在地面进行航天器的着陆起飞试验。该试验方法克服了试验空间要求大、控制精度要求高等技术指标难点，解决了三维随动系统多自由度联动，大惯量机电设备高速、高精度协同控制等多项关键技术难题。通过并联索系统驱动技术控制快速随动平台运动，完成对航天器试验过程中的大范围随动跟踪；通过快速随动平台装置对航天器施加高精度的吊绳拉力控制，并在水平方向上跟随航天器运动，同时保持吊绳绝对倾角要求；通过提高快速随动平台的水平刚度，从而克服两级联动设备耦合晃动对航天器试验的不利影响。系统成功应用于中国探月工程中嫦娥三号、嫦娥五号和火星探测任务中天问一号航天器在低重力条件下悬停、避障、缓速下降和着陆，以及起飞等一系列地面真实工况验证试验，为航天器的综合性能参数验证与优化提供了关键技术手段。

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《清华大学学报（自然科学版）》由教育部主管，清华大学主办，立足清华，开放办刊，已被国际性文献检索机构EI、CA、MR、INSPEC、ZBL等和国内全国性文献检索机构中文核心期刊要目总览、CSCD、CNKI等收录，力争建成高水平学术研究成果的展示、交流和传播平台，投稿网址：http://jst.tsinghuajournals.com/CN/1000-0054/home.shtml

责任编辑：金延秋

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