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。

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　　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。

　　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。

　　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。

　　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。

　　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。

　　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。

　　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。

　　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。