張鵬李旭東白良浩尚明友張紅英侯向陽(yáng)

（1 中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

（2 南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)述評(píng)

張鵬1李旭東2白良浩1尚明友1張紅英2侯向陽(yáng)1

（1 中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

（2 南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

針對(duì)傳統(tǒng)的再/進(jìn)入航天器存在載荷運(yùn)輸能力有限、再/進(jìn)入載荷環(huán)境惡劣、研制成本較高等問(wèn)題，美國(guó)提出了一種區(qū)別于柔性充氣式展開(kāi)的半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)。文章詳細(xì)分析了該技術(shù)的結(jié)構(gòu)組成；通過(guò)與傳統(tǒng)再/進(jìn)入氣動(dòng)減速技術(shù)比較，總結(jié)了該技術(shù)的技術(shù)特點(diǎn)及關(guān)鍵技術(shù)，并介紹了其研究進(jìn)展。通過(guò)分析可知，半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)以其獨(dú)特的結(jié)構(gòu)形式及柔性防熱系統(tǒng)，使其具備受整流罩包絡(luò)約束小、運(yùn)載效率高、減速效果好、過(guò)載及熱量密度峰值低以及自定位、自緩沖、模塊化通用接口等優(yōu)點(diǎn)，具有廣泛的應(yīng)用前景，可為拓寬中國(guó)可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)研究途徑提供思路。

氣動(dòng)減速 機(jī)械式展開(kāi) 柔性防熱結(jié)構(gòu) 氣動(dòng)特征 研究進(jìn)展

0 引言

隨著航天事業(yè)的不斷發(fā)展，大尺寸、高噸位載荷的地球再入及地外星體進(jìn)入將日趨常態(tài)化。傳統(tǒng)的再/進(jìn)入航天器氣動(dòng)構(gòu)型及熱防護(hù)結(jié)構(gòu)都是固定式剛性結(jié)構(gòu)，受運(yùn)載火箭發(fā)射能力及整流罩包絡(luò)約束，極大地限制了航天器氣動(dòng)構(gòu)型尺寸、質(zhì)量及彈道系數(shù)，從而大大降低了航天器載荷運(yùn)輸能力，加之再/進(jìn)入環(huán)境惡劣、研制成本較高、通用性不強(qiáng)等缺點(diǎn)，傳統(tǒng)的再/進(jìn)入航天器已經(jīng)滿足不了未來(lái)航天事業(yè)發(fā)展需求[1-2]。

當(dāng)前，國(guó)際上正在研究一種高適應(yīng)性可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)，以適應(yīng)多種任務(wù)，用做未來(lái)各類載荷或試驗(yàn)飛行器的再/進(jìn)入平臺(tái)。根據(jù)防熱結(jié)構(gòu)的柔性程度及展開(kāi)驅(qū)動(dòng)形式，可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)可分為柔性充氣式[3]、半剛性機(jī)械式[4]和剛性機(jī)械式[5]三種。美國(guó) NASA提出用于金星和火星探測(cè)的適應(yīng)性展開(kāi)進(jìn)入及定位技術(shù)（adaptive deployable entry and placement technology，ADEPT）[6]就屬于典型的半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)（semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology，SMDADT），其防熱材料相對(duì)剛性硬質(zhì)材料而言呈可折疊柔性特征，但其柔性程度不如充氣式防熱材料，所以該技術(shù)稱為半剛性。

目前，國(guó)內(nèi)對(duì)柔性充氣展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)研究相對(duì)較多[7-10]，而對(duì)機(jī)械展開(kāi)式研究相對(duì)較少。為此，本文以ADEPT為例，詳細(xì)分析SMDADT的結(jié)構(gòu)組成、技術(shù)特點(diǎn)、關(guān)鍵技術(shù)及研制進(jìn)展，為拓寬我國(guó)可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)研究途徑提供思路。

1 結(jié)構(gòu)組成

SMDADT的結(jié)構(gòu)形式可以描述成一個(gè)被支撐環(huán)主體支撐的雨傘狀結(jié)構(gòu)，如圖1所示[6,11-13]，主要由承載結(jié)構(gòu)、防熱結(jié)構(gòu)及姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)組成。

圖1 半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)結(jié)構(gòu)組成Fig.1 Structure configurations of SMDADT

承載結(jié)構(gòu)主要包括輻條、展開(kāi)連接桿、反轉(zhuǎn)連接桿、支撐環(huán)主體。輻條采用鉸鏈形式一端與剛性防熱鼻相連，另一端通過(guò)展開(kāi)/反轉(zhuǎn)連接桿與支撐環(huán)主體相連，作用在輻條上的氣動(dòng)力通過(guò)連接桿傳遞到支撐環(huán)主體，支撐環(huán)主體結(jié)構(gòu)主要為載荷提供一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)接口。

防熱結(jié)構(gòu)主要包括剛性防熱鼻（頭錐）和柔性防熱罩。防熱鼻是由傳統(tǒng)的剛性硬質(zhì)防熱材料構(gòu)成，主要起熱防護(hù)的作用，再入過(guò)程中同時(shí)具備可拋、分離的功能。柔性防熱罩與輻條連接，它是一種具備收納和展開(kāi)能力的新型柔性防熱材料，隨輻條展開(kāi)后與剛性防熱鼻形成球錐形氣動(dòng)外形，起到減速與防熱作用。

姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)主要包括姿態(tài)控制環(huán)和姿態(tài)控制桿，姿態(tài)控制環(huán)通過(guò)姿態(tài)控制桿與支撐環(huán)主體相連。氣動(dòng)面展開(kāi)后，剛性防熱鼻與姿態(tài)控制環(huán)壓緊接觸，起到對(duì)氣動(dòng)面尺寸、角度控制限位作用。

SMDADT的展開(kāi)驅(qū)動(dòng)是依靠絞車和纖維繩索來(lái)控制，如圖 2所示[12]。繩索的一端與剛性防熱鼻相連，另一端與姿態(tài)控制環(huán)相連。4個(gè)纖維繩索在剛性防熱鼻的中部交匯，并與絞車相連。展開(kāi)前鎖緊裝置解鎖，絞車運(yùn)動(dòng)收縮繩索帶動(dòng)剛性防熱鼻運(yùn)動(dòng)，從而驅(qū)動(dòng)輻條及展開(kāi)連接桿轉(zhuǎn)動(dòng)，直至剛性防熱鼻與姿態(tài)控制環(huán)壓緊接觸，最終氣動(dòng)面完全展開(kāi)。SMDADT從收攏到展開(kāi)的整個(gè)過(guò)程中，反轉(zhuǎn)連接桿始終緊貼支撐環(huán)不發(fā)生運(yùn)動(dòng)。

圖2 半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)驅(qū)動(dòng)形式Fig.2 Driving form of SMDADT

2 技術(shù)特點(diǎn)

2.1 氣動(dòng)外形受整流罩包絡(luò)約束小

傳統(tǒng)再/進(jìn)入航天器的氣動(dòng)減速面均為固定式剛性結(jié)構(gòu)，硬質(zhì)防熱結(jié)構(gòu)附著在剛性結(jié)構(gòu)外側(cè)，剛性氣動(dòng)外形尺寸嚴(yán)重受到火箭整流罩包絡(luò)限制。而 SMDADT的氣動(dòng)外形受整流罩包絡(luò)約束小，在發(fā)射時(shí)氣動(dòng)面處于不工作狀態(tài)，柔性防熱材料可隨輻條、連接桿一起收攏折疊在整流罩內(nèi)馮卡門曲線段，再/進(jìn)入之前氣動(dòng)面展開(kāi)工作，展開(kāi)后的氣動(dòng)面直徑明顯大于整流罩直徑，可達(dá)到幾十米[12,14]，如圖3所示。

圖3 氣動(dòng)面在整流罩內(nèi)狀態(tài)Fig. 3 Aeroshell state in the rocket fairing

2.2 過(guò)載及熱流密度峰值低

與傳統(tǒng)剛性固定式氣動(dòng)減速相比，SMDADT的氣動(dòng)面尺寸較大，彈道系數(shù)小，能在高空大氣稀薄區(qū)域飛行更長(zhǎng)時(shí)間，充分減速，這樣使得進(jìn)入稠密大氣區(qū)域后受到的動(dòng)壓小，航天器過(guò)載及熱流密度峰值相對(duì)較低[15]。

更重要的是SMDADT以其阻力特性好、柔性防熱材料工作時(shí)間長(zhǎng)等特點(diǎn)能夠以更平緩的彈道進(jìn)入，這樣可以使加速度過(guò)載和熱流密度峰值更低，甚至比傳統(tǒng)鈍頭體要小一個(gè)量級(jí)。例如，美國(guó)的VITaL金星探測(cè)器采用傳統(tǒng)剛性固定式氣動(dòng)減速技術(shù)，其氣動(dòng)外形為半錐角45°、最大直徑為3.5m的球錐構(gòu)型，在進(jìn)入速度為第二宇宙速度、進(jìn)入角為–23.4°的彈道式進(jìn)入條件下，熱流密度峰值最大可達(dá)4 500W/cm2，加速度過(guò)載可達(dá)200～300gn，駐點(diǎn)壓力峰值最大為10個(gè)大氣壓；而改用ADEPT后，其球錐形氣動(dòng)外形變?yōu)榘脲F角 70°、最大直徑 6m，在進(jìn)入速度為第二宇宙速度、進(jìn)入角為–8.25°彈道式進(jìn)入條件下，可以使熱流密度峰值降到300W/cm2以下，加速度過(guò)載降至20～30gn，駐點(diǎn)壓力峰值減小到1個(gè)大氣壓以下[2,16-18]。

2.3 具備調(diào)整質(zhì)心位置、控制配平攻角功能

SMDADT的展開(kāi)連接桿與反轉(zhuǎn)連接桿之間、姿態(tài)控制桿與支撐環(huán)主體之間以及姿態(tài)控制桿與姿態(tài)控制環(huán)之間均采用萬(wàn)向接頭連接，這種設(shè)計(jì)形式可以使氣動(dòng)面在姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)驅(qū)動(dòng)下繞支撐環(huán)主體轉(zhuǎn)動(dòng)生成一個(gè)偏移角，從而改變質(zhì)心與氣動(dòng)面對(duì)稱軸的相對(duì)位置，如圖4所示[12]。這樣可以產(chǎn)生一個(gè)非零的配平攻角及升力，并且升力大小及方向可以通過(guò)偏移角控制。該特點(diǎn)可以保證再/進(jìn)入過(guò)程中飛行姿態(tài)、穩(wěn)定性及落點(diǎn)精度，某種程度上可以簡(jiǎn)化制導(dǎo)控制系統(tǒng)、降低系統(tǒng)復(fù)雜程度。目前，美國(guó)NASA的ADEPT火星探測(cè)器最大偏移角可調(diào)整到12.5°，相應(yīng)配平攻角可到27°[13]。

圖4 半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)自定位功能Fig.4 Self-localization function of SMDADT

2.4 具備著陸緩沖功能

SMDADT配置有貯箱氣瓶和反推發(fā)動(dòng)機(jī)。著陸前，拋掉剛性防熱鼻，反推發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作，反轉(zhuǎn)連接桿反向旋轉(zhuǎn)到和展開(kāi)連接桿處于一條直線上，驅(qū)動(dòng)輻條反向重構(gòu)，形成著陸腿，如圖5所示[6,11-13]。

圖5 半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)自緩沖功能Fig.5 Self-buffer function of SMDADT

2.5載荷運(yùn)輸效率高

根據(jù)文獻(xiàn)[12]研究結(jié)果，目前針對(duì)火星的EDL技術(shù)最大載荷不可能超過(guò)1.2t，若要運(yùn)送40t的載荷在火星著陸，采用傳統(tǒng)的剛性結(jié)構(gòu)一共需要114t的進(jìn)入質(zhì)量，而采用ADEPT技術(shù)只需要進(jìn)入質(zhì)量80t左右，可見(jiàn)SMDADT可明顯提高載荷的運(yùn)輸效率。

2.6模塊化通用接口

SMDADT采用模塊化設(shè)計(jì)，將可展開(kāi)再/進(jìn)入裝置和載荷分為不同的模塊進(jìn)行研制，模塊間使用標(biāo)準(zhǔn)接口連接。例如，去掉載人飛船返回艙防熱大底，使用半剛性機(jī)械展開(kāi)式結(jié)構(gòu)充當(dāng)氣動(dòng)減速面及防熱罩，著陸后返回艙可重復(fù)使用，如圖6所示。這種設(shè)計(jì)使得該技術(shù)能夠平臺(tái)化、通用化、系列化，可適應(yīng)不同載荷的運(yùn)輸需求，極大地降低了研制成本。

圖6 半剛性機(jī)械展開(kāi)式氣動(dòng)減速技術(shù)模塊化功能Fig.6 Modular function of SMDADT

3 關(guān)鍵技術(shù)

與傳統(tǒng)的剛性氣動(dòng)面及充氣式展開(kāi)氣動(dòng)面不同，SMDADT的氣動(dòng)面構(gòu)型主要依靠輻條及柔性防熱罩維持，因此氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性、氣動(dòng)面變形對(duì)氣動(dòng)特征影響及具備承載功能防熱材料的研制是SMDADT能夠?qū)崿F(xiàn)工程應(yīng)用的關(guān)鍵。

3.1大尺寸柔性體氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性控制技術(shù)

再/進(jìn)入過(guò)程中，由于柔性防熱材料不能承受彎曲載荷，受到的氣動(dòng)力依靠柔性防熱材料的拉力來(lái)抵消并最終全部傳遞到承載結(jié)構(gòu)上，如圖7所示[4]，其中紅色表示柔性防熱材料，藍(lán)色表示輻條，P為氣動(dòng)力，T為柔性防熱材料預(yù)拉力，PA為柔性防熱材料在P作用后產(chǎn)生的拉力，R為輻條反作用力，θ為柔性防熱材料變形角度。

圖7 進(jìn)入過(guò)程中氣動(dòng)面受力Fig.7 Reaction of pressure loads during entry

如果輻條數(shù)目過(guò)少、自身力學(xué)性能較差，在氣動(dòng)力作用下會(huì)發(fā)生明顯變形，變形過(guò)大會(huì)導(dǎo)致氣動(dòng)外形發(fā)生變化，改變鈍度比，偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)。在載荷質(zhì)量、輻條材料及截面參數(shù)一定的情況下，輻條數(shù)量越多，變形越小，氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性越好，越接近剛性壁面。可是輻條數(shù)目越多會(huì)增加系統(tǒng)質(zhì)量及結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)的復(fù)雜程度，所以在綜合考慮系統(tǒng)資源和可靠性的基礎(chǔ)上，選擇合理的輻條根數(shù)，使氣動(dòng)外形變化在設(shè)計(jì)誤差范圍內(nèi)是氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性設(shè)計(jì)的內(nèi)容之一。美國(guó)NASA通過(guò)分析，確定金星探測(cè)計(jì)劃的“半錐角70°、最大直徑6m”氣動(dòng)外形選擇12根輻條；“火星探測(cè)計(jì)劃”的“半錐角70°、最大直徑44m”氣動(dòng)外形選擇24根輻條可以保證氣動(dòng)外形擾動(dòng)在設(shè)計(jì)誤差范圍內(nèi)[12,14]。

如果柔性防熱材料的預(yù)拉力不足，將導(dǎo)致在氣動(dòng)載荷作用下柔性防熱材料與防熱鼻的連接處容易出現(xiàn)褶皺，并且兩輻條間的氣動(dòng)面會(huì)向內(nèi)凹陷形成扇形區(qū)域，輻條相對(duì)凹陷區(qū)域呈凸起狀，如圖8所示[19]。柔性防熱材料的凸起/褶皺變形會(huì)增大局部熱流密度、剪力及壓力，美國(guó) NASA已進(jìn)行相關(guān)研究[19]。柔性防熱材料的預(yù)拉力越大，凸起/褶皺變形越小，氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性越好，越接近光滑壁面?？扇嵝苑罒岵牧峡嚨眠^(guò)緊，又給材料的抗拉性能提出了更高要求。所以在綜合考慮防熱材料研制水平的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)適當(dāng)?shù)娜嵝苑罒岵牧项A(yù)拉力，使氣動(dòng)面熱流密度及應(yīng)力滿足任務(wù)要求是氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性設(shè)計(jì)的又一內(nèi)容。

圖8 氣動(dòng)面變形Fig.8 Deformation of aeroshell

3.2大尺寸柔性氣動(dòng)面氣動(dòng)仿真技術(shù)

航天器在再/進(jìn)入大氣層過(guò)程中，需要經(jīng)歷真空、稀薄氣體、近連續(xù)氣體和稠密大氣等復(fù)雜大氣剖面。在與復(fù)雜大氣環(huán)境發(fā)生高速相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，會(huì)出現(xiàn)過(guò)載、氣動(dòng)力/熱、飛行穩(wěn)定性、攻角振蕩等一系列問(wèn)題，進(jìn)行氣動(dòng)特征分析仿真是再/進(jìn)入航天器研制的關(guān)鍵技術(shù)之一。

對(duì)于傳統(tǒng)剛性固定式氣動(dòng)減速技術(shù)而言，在進(jìn)入大氣層過(guò)程中，氣動(dòng)面基本不發(fā)生變形，因此在進(jìn)行氣動(dòng)特征分析仿真時(shí)，一般將氣動(dòng)面處理成剛性光滑壁面。而對(duì)于 SMDADT而言，由于氣動(dòng)面采用柔性結(jié)構(gòu)，受氣動(dòng)力作用后不可避免地會(huì)發(fā)生凸起/褶皺變形，且變形量隨著再/進(jìn)入過(guò)程中氣動(dòng)力的改變而不斷地發(fā)生變化，氣動(dòng)面已不再是光滑壁面。氣動(dòng)面的凸起/褶皺變形會(huì)影響氣動(dòng)力/熱分布及大小。美國(guó)NASA對(duì)光滑壁面及ADEPT非光滑壁面進(jìn)行了氣動(dòng)力/熱分析比較，通過(guò)分析可知隨著變形量的增加，輻條處的熱流密度和剪力明顯上升，氣動(dòng)面下凹區(qū)域的壓力也顯著增大，當(dāng)凸起達(dá)到10cm時(shí)，輻條周圍的熱流密度增加30%，如圖9所示[19]。

圖9 氣動(dòng)特征分析Fig.9 Aerodynamic characteristics analysis

因此 SMDADT的氣動(dòng)特性分析仿真無(wú)法完全借用傳統(tǒng)剛性光滑壁面的分析方法，必須針對(duì)大尺寸柔性氣動(dòng)外形的流–固–熱–力耦合效應(yīng)進(jìn)行全流域氣動(dòng)仿真。

3.3 柔性防熱材料研制技術(shù)

柔性防熱材料研制是 SMDADT的關(guān)鍵之一，與傳統(tǒng)的硬質(zhì)防熱材料相比，柔性防熱材料除了具備耐高溫、滿足燒蝕性能要求外，還要具有可折疊、透氣性低、抗拉伸等特點(diǎn)，因此需要依據(jù)氣動(dòng)特征，開(kāi)展柔性防熱材料配置優(yōu)化、生產(chǎn)成型、檢測(cè)修補(bǔ)和性能評(píng)價(jià)等研制工作。

目前，美國(guó)ADEPT的柔性防熱材料是由12層不同經(jīng)緯方向的高溫復(fù)合材料編織構(gòu)成的三維碳纖維織物，其中外面 8層的主要作用是熱防護(hù)，里面 4層主要作為結(jié)構(gòu)層，總共厚度有 0.38cm，如圖 10所示[18,20]。

圖10 柔性防熱材料Fig.10 Flexible thermal protection material

NASA對(duì)ADEPT柔性防熱材料進(jìn)行了不同載荷條件的電弧燒蝕測(cè)試，主要目的是評(píng)價(jià)材料在氣動(dòng)熱和雙向軸向拉伸載荷下結(jié)構(gòu)的完整性及材料在不同的氣動(dòng)熱與雙向軸向載荷下?lián)p失的速率。通過(guò)材料完整性評(píng)價(jià)測(cè)試發(fā)現(xiàn)，在整個(gè)測(cè)試時(shí)間內(nèi)，載荷變化較小，除去頂部8層熱防護(hù)層對(duì)織物的承載能力影響較小[20-22]；通過(guò)材料損失速率測(cè)試發(fā)現(xiàn)，不管什么條件下所有纖維的層損失速率都是相同的，變換織物對(duì)來(lái)流的經(jīng)緯方向，對(duì)層損失影響較小[20-22]；ADEPT三維碳纖維織物柔性防熱材料其所能承受的熱載荷可以達(dá)到15.7kJ/cm2[23]。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文以ADEPT為例，從結(jié)構(gòu)組成、技術(shù)特點(diǎn)、關(guān)鍵技術(shù)及研制進(jìn)展幾個(gè)方面對(duì)SMDADT進(jìn)行了分析、歸納和總結(jié)。

通過(guò)分析，SMDADT具備受整流罩包絡(luò)約束小、運(yùn)載能力強(qiáng)、減速效果好、過(guò)載及熱量密度峰值低及自定位、自緩沖和模塊化通用接口等優(yōu)點(diǎn)，具有廣闊的應(yīng)用前景，可作為未來(lái)各類載荷特別是大尺寸、高噸位載荷的再/進(jìn)入平臺(tái)。該技術(shù)目前處于方案設(shè)計(jì)及原理樣機(jī)研制階段，后續(xù)還應(yīng)從大尺寸柔性結(jié)構(gòu)流–固–熱–力耦合氣動(dòng)分析、大尺寸展開(kāi)結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)力學(xué)性能及可靠性、再/進(jìn)入精度控制及柔性防熱材料對(duì)不同大氣環(huán)境適應(yīng)性等方面進(jìn)行理論研究及工程驗(yàn)證。目前，我國(guó)關(guān)于SMDADT的研究尚未起步，后續(xù)可針對(duì)任務(wù)需求開(kāi)展該技術(shù)的相關(guān)研究，以拓展我國(guó)可展開(kāi)氣動(dòng)減速技術(shù)的技術(shù)途徑。

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Review of Semi-rigid Mechanical Deployable Aerodynamic Deceleration Technology

ZHANG Peng1LI Xudong2BAI Lianghao1SHANG Mingyou1ZHANG Hongying2HOU Xiangyang1

（1 Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）
（2 Ministerial Key Discipline Laboratory of Advanced Design Technology of Aircraft, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）

Currently, for the traditional re-entry and entry spacecraft a number of problem exist, such as low efficiency in payload carrying, harsh load environment in re-entry and entry and high cost in development. So the United States proposes a semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology(SMDADT) that is different from the flexible inflatable deployable aerodynamic deceleration technology. This paper analyzes the structure of the semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology, summarizes the technical features and key points of this technology by comparison with the traditional re-entry and entry aerodynamic deceleration technology, and introduces the research progress of this technology. According to the analysis in this paper, because of the unique structure and flexible thermal protection system, this technology has some advantages, such as less dimension restriction by rocket fairing envelope, higher efficiency in payload carrying, better effect in aerodynamic deceleration, lower acceleration load and less peak heat flux. In addition, the semi-rigid mechanical deployable aerodynamic deceleration technology has the characteristics of self-localization, self-buffer, and universal modular interfaces. So this technology has wide application prospect and can provide more helpful ideas for the research of aerodynamic deceleration technology.

aerodynamic deceleration; mechanical deployment; flexible thermal protection structure; aerodynamic characteristics; research progress

V423.6

: A

: 1009-8518(2016)01-0001-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.01.001

張鵬，男，1982年生，2011年獲華中科技大學(xué)固體力學(xué)專業(yè)博士學(xué)位，現(xiàn)在中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部工作，研究方向?yàn)楹教炱飨到y(tǒng)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)設(shè)計(jì)及總裝集成設(shè)計(jì)。E-mail: zhangpeng01061014@163.com。

（編輯：陳艷霞）

2015-11-04

國(guó)家重大科技專項(xiàng)工程