柔性可展開氣動減速技術(shù)研究

王立武 王奇 雷江利 王永濱 李健 王文強

柔性可展開氣動減速技術(shù)研究

王立武1,2王奇1,2雷江利1,2王永濱1,2李健1,2王文強1,2

（1 北京空間機電研究所，北京 100094） （2 中國航天科技集團有限公司航天進入、減速與著陸技術(shù)實驗室，北京 100094）

柔性可展開氣動減速技術(shù)是航天器進入大氣環(huán)境后進行進一步減速的、最終實現(xiàn)無損著陸的關(guān)鍵技術(shù)，是載人航天、登月返回和火星探測等重大航天任務的支撐技術(shù)之一，其研究具有重要的理論價值與工程意義。文章首先基于地球大氣不同高度的應用場景，對柔性可展開氣動減速在地球及地外空間的拓展應用進行了闡述，進而對柔性可展開氣動減速器進行了分類介紹，總結(jié)了柔性可展開氣動減速技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀。最后在理論層面分析總結(jié)了柔性可展開氣動減速技術(shù)的內(nèi)涵，以及涉及的空氣動力學、柔性結(jié)構(gòu)動力學以及流固耦合等關(guān)鍵的力學分析技術(shù)，并根據(jù)研究現(xiàn)狀和關(guān)鍵技術(shù)，對柔性可展開氣動減速裝置在未來的應用和技術(shù)發(fā)展進行了展望。

充氣式柔性可展開技術(shù) 氣動減速 進入、減速及著陸

0 引言

進入、減速、著陸與上升（EDLA）技術(shù)是航天器返回的關(guān)鍵技術(shù)，如何使航天器在大氣層飛行階段快速有效減速并以較低垂直速度著陸是EDLA技術(shù)要解決的核心問題。當前世界上應用于航天器再入減速的技術(shù)主要有矢量發(fā)動機反推技術(shù)、升力體式水平著陸技術(shù)和氣動減速技術(shù)三大類。發(fā)動機反推減速和升力式水平著陸則主要應用在火箭助推器和航天飛機的減速著陸，二者都需要具備復雜的推進和控制系統(tǒng)。相對而言，氣動減速技術(shù)有著成本低、穩(wěn)定性和可靠性高的優(yōu)點；且在任何有大氣層的星體表面，不論大氣是連續(xù)流還是粒子狀態(tài)，均能通過氣動力實現(xiàn)減速著陸的目的。因此，利用氣動阻力進行減速是一種非常有效且可靠的手段，在各類航天器減速著陸任務中得到了廣泛應用。

20世紀，歐美和前蘇聯(lián)開始在載人飛船、月球和火星登陸探測技術(shù)方面進行研究，直至2005年，NASA基于當時的技術(shù)儲備規(guī)劃了空間科學技術(shù)路線圖，將進入返回技術(shù)作為最重要的14個領(lǐng)域分支之一[1]。對于降落傘及群傘系統(tǒng)，NASA為“重返月球計劃”研制的“獵戶座”新型載人飛船降落傘系統(tǒng)，能夠使質(zhì)量為6.5t的飛船返回艙以不大于7.9m/s的速度著陸[2]。大型翼傘精確回收技術(shù)研究方面，SpaceX公司在2018年利用可控翼傘系統(tǒng)使“獵鷹-9號”火箭整流罩成功降落在大西洋上的回收平臺[3]。在充氣式超聲速再入減速器領(lǐng)域，蘭利研究中心計劃將超聲速充氣式氣動減速器（Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，SIAD）進行改進研究以用于未來的大型載人深空探測再入返回任務，使其擁有15~20m的阻力面直徑，可在0.6~6.5km/s的飛行速度范圍內(nèi)具有0.2~0.5的可變升阻比；并計劃研制直徑為6m的SIAD應用于地球低軌（Low Earth Orbit，LEO）軌道航天器的高速再入[4]。另外，從2000年至今，NASA一共進行了3次充氣式再入減速技術(shù)（Inflatable Reentry and Descent Technology，IRDT）試驗樣機的飛行試驗，成功驗證了充氣展開及熱防護關(guān)鍵技術(shù)[5]。

我國航天器回收著陸專業(yè)在六十多年的載人航天、衛(wèi)星返回、探月工程和深空探測的型號研制歷程中，一直致力于大氣環(huán)境下航天器氣動減速和著陸技術(shù)研究，在柔性可展開氣動減速器領(lǐng)域處于先進水平。北京空間機電研究所是國內(nèi)唯一從事航天器回收著陸技術(shù)研究的單位，一直聚焦于基于大氣環(huán)境的航天器減速技術(shù)研究，以及由此衍生的空間柔性結(jié)構(gòu)展開技術(shù)。研究所以氣動減速技術(shù)研究為基礎(chǔ)，不僅在飛船回收著陸降落傘系統(tǒng)的研制中取得了一系列成就，同時不斷尋求技術(shù)創(chuàng)新，在大載質(zhì)量群傘、精確回收可控翼傘、充氣式高速再入減速、LEO增阻離軌等多個新興柔性展開減速技術(shù)領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)領(lǐng)先。

隨著航天活動范圍的不斷拓展，以及載人航天、探月工程等重大任務對航天器氣動減速器性能提出的更高要求，針對柔性可展開氣動減速器開展基礎(chǔ)理論和關(guān)鍵技術(shù)研究具有強烈的必要性和現(xiàn)實意義。因此，本文首先基于應用和技術(shù)內(nèi)涵對柔性可展開氣動減速器進行介紹；同時分析梳理了柔性可展開氣動減速技術(shù)的內(nèi)涵，引出了理論關(guān)鍵技術(shù)；最后，從我國航天科技發(fā)展的實際需求出發(fā)，對柔性可展開氣動減速器的技術(shù)衍生和后續(xù)發(fā)展進行分析。

1 柔性可展開氣動減速器簡介

1.1 柔性可展開氣動減速器構(gòu)型和分類

可高密度折疊包裝于不同形狀的空間內(nèi)是柔性可展開氣動減速器的優(yōu)點，根據(jù)其充氣展開后與被減速目標的相對位置可分為拖曳式和附體式兩大類構(gòu)型。圖1所示的降落傘、翼傘以及地球低軌增阻離軌裝置均屬于拖曳式氣動減速；圖2所示的IRDT、充氣式再入運載試驗飛行器[6]（Inflatable Reentry Vehicle Experiment，IRVE）以及SIAD均為附體式構(gòu)型。相較于附體式氣動減速器，拖曳式構(gòu)型系統(tǒng)質(zhì)心更靠近載荷體，氣動中心更靠近減速器，因此具有更高的系統(tǒng)穩(wěn)定性。附體式構(gòu)型則在相同迎風面積下?lián)碛懈鼮閮?yōu)異的阻力性能。

圖1 拖曳式柔性可展開氣動減速器

從充氣展開方式的角度可將柔性可展開氣動減速器分為被動式和主動式兩大類，依靠空氣來流進行充氣展開的氣動減速器均可歸為被動式，自身攜帶高壓氣源或氣體發(fā)生器的可歸為主動式。被動式氣動減速器的特點是結(jié)構(gòu)簡單可靠，但飛行環(huán)境對充氣過程影響較大，且氣動外形保持性能不佳。比如降落傘在大氣層外根本無法工作，且隨著大氣密度減小阻力性能下降明顯，同時高馬赫數(shù)下喘振現(xiàn)象會顯著造成氣動阻力的不穩(wěn)定。主動充氣式氣動減速器能夠快速建立穩(wěn)定的氣動外形，尤其適用于低密度和低軌稀薄大氣的航天器高速進入減速，但系統(tǒng)更加復雜，同時對充氣阻力面材料的力學和熱防護性能要求更高。

1.2 柔性可展開氣動減速器的應用

以地球環(huán)境為例，從地表一直到海拔1 000km的地球低軌（LEO），均有柔性可展開氣動減速器的身影。柔性結(jié)構(gòu)的降落傘相較于剛性結(jié)構(gòu)，存在著設(shè)計難度大、受力狀態(tài)復雜的問題，但柔性結(jié)構(gòu)本身結(jié)構(gòu)簡單可靠、展收比（即展開面積與折疊包裝后特征尺寸的比值）大、抗沖擊性強的優(yōu)異特性是作為航天器減速裝置的理想之選。而各類柔性特種紡織材料和復合材料質(zhì)量輕、抗拉強度大、可折疊包裝，也是用來制造航天器氣動減速器的最適宜材料。因此，目前世界上航天器再入地球大氣絕大多數(shù)采用了基于柔性可展開氣動減速器的返回系統(tǒng)。

在近地稠密大氣環(huán)境，空氣呈連續(xù)流狀態(tài)，被動充氣式氣動減速裝置是最重要的氣動減速器。目前降落傘仍是應用最為廣泛的航天器氣動減速裝置，其回收載荷質(zhì)量從數(shù)噸級的載人航天器、返回式衛(wèi)星，直至60t級的航天飛機助推器。降落傘應用限制條件一般情況下被動充氣式的降落傘主要應用在離地60km以下的稠密大氣環(huán)境，比如我國“神舟號”飛船降落傘以及美國波音公司的CST-100降落傘“阿波羅”傘系統(tǒng)[7]。并且，由2~6具大型傘組成的群傘系統(tǒng)使可回收載荷質(zhì)量獲得數(shù)倍提升，從而滿足超大型航天器的減速著陸需求。如NASA的“獵戶座”飛船[8]、SpaceX公司的“龍”飛船等均使用了群傘系統(tǒng)。

在60~120km的過渡空間內(nèi)，大氣密度已降至0.31g/m3以下，被動展開式氣動減速裝置由于動壓低、速度高的問題很難充氣展開，并且以高超聲速飛行的返回系統(tǒng)面臨著氣動熱的嚴峻考驗，逐漸發(fā)展出了應用于低密度大氣超聲速再入的主動充氣式柔性展開氣動減速器，其特點是具有密閉容腔，利用主動充氣形成氣動阻力面，同時具有防熱功能，稱為充氣式可展開再入減速裝置。主動充氣展開的方式能夠快速建立氣動外形實現(xiàn)減速，同時在氣動保形和熱防護方面具有顯著優(yōu)勢。比如俄羅斯與歐空局（ESA）聯(lián)合研制的IRDT以及美國NASA的IRVE這兩種充氣展開式返回試驗飛行器，以及NASA的SIAD和HIAD（Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator，超聲速充氣式氣動減速器）[9]，計劃用于空間站有效載荷的返回以及火星大氣進入。

在120~1 000km的稀薄粒子流大氣環(huán)境，空氣分子自由程遠大于近地大氣，粒子以碰撞反射的形式與航天器表面發(fā)生作用并產(chǎn)生氣動力。此時利用氣動力使被動充氣式氣動減速裝置正常展開，只能采用自主展開的方式形成大阻力面。如Global Aerospace Corporation提出的充氣式增阻離軌裝置（Gossamer Orbit Lowering Device，GOLD）[10]概念機即利用展開如圖3所示呈球形的柔性充氣結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)低軌無自主機動力的衛(wèi)星離軌再入。文獻[11]基于IRVE的啟發(fā)提出了一種用于廢棄衛(wèi)星和軌道碎片的先進充氣離軌解決方案。

圖3 充氣展開及折疊包裝狀態(tài)的GOLD

綜上所述，由于柔性展開氣動減速器的多種構(gòu)型能夠適應不同大氣條件，其應用已遍布海陸空天以及地外天體各個空間領(lǐng)域，如圖4所示。

圖4 柔性可展開氣動減速器的空間應用

2 柔性可展開氣動減速技術(shù)內(nèi)涵及關(guān)鍵技術(shù)

2.1 技術(shù)內(nèi)涵

雖然各種氣動減速器的應用場景不盡相同，然而其工作過程都需要經(jīng)歷拉直、充氣展開、保形產(chǎn)生氣動力幾個階段。在充氣展開階段，由于柔性展開結(jié)構(gòu)的氣動外形不同于機械結(jié)構(gòu)飛行器，其充氣展開過程中氣動外形的變化有著非線性強、隨機性和變形幅度大的特點，而氣動外形的急劇變化則必然引起氣動載荷的快速變化。氣動保形階段是柔性可展開氣動減速器真正實現(xiàn)減速功能的主要階段，成功的充氣展開過程是氣動減速器工作的前提條件，保持氣動外形實現(xiàn)減速功能則是氣動減速器的最終目的。

因此，通過力學分析和結(jié)構(gòu)設(shè)計控制柔性結(jié)構(gòu)的展開過程，是快速建立有效氣動外形的前提，也是實現(xiàn)氣動減速功能的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。不論是被動充氣式展開減速裝置還是主動充氣式展開減速裝置，其展開過程均是柔性結(jié)構(gòu)在氣動載荷下的快速大變形過程，只有通過大量的多體動力學、氣動力學的耦合分析及物理試驗，才能準確獲取關(guān)鍵力學和運動特性參數(shù)。對于降落傘和翼傘，不僅需要結(jié)合載荷體的質(zhì)量、外形特征設(shè)計傘的構(gòu)型，還需要分析從折疊包裝狀態(tài)到拉直、充氣和展開過程中，傘衣、傘繩和連接部件上的載荷分布情況，以及艙傘組合體在這一過程中的姿態(tài)和運動軌跡。對于主動充氣式展開的氣動減速器，在結(jié)構(gòu)設(shè)計時還需要考慮充氣展開過程中內(nèi)部氣體的壓力載荷和外部來流產(chǎn)生的氣動力載荷同時作用下的受力情況，以及高速飛行過程中氣動熱對結(jié)構(gòu)的影響等問題。一方面，對于減速器的工作級數(shù)、組成設(shè)計和充氣展開策略的制定，必須基于減速器系統(tǒng)宏觀和細節(jié)的力學分析和地面試驗驗證。另一方面，通過力學分析獲得柔性結(jié)構(gòu)的力學和運動特性也為精確預測航天器返回過程的運動學參數(shù)提供了基礎(chǔ)。

綜上所述，在近地大氣不考慮氣動熱的情形下，柔性可展開氣動減速技術(shù)的理論基礎(chǔ)即為空氣動力學、柔性結(jié)構(gòu)動力學以及二者結(jié)合形成的流固耦合力學；在高速進入減速包含氣動熱的情形下，還要增加結(jié)構(gòu)熱力學的耦合分析。因此，柔性可展開氣動減速技術(shù)的理論研究可歸納為在氣動載荷下的柔性結(jié)構(gòu)動力學分析問題。包含各種充氣式展開結(jié)構(gòu)在穩(wěn)定減速階段的氣動力和力矩分析、充氣展開過程中氣動和結(jié)構(gòu)快速大變形耦合的力學分析、以及在考慮內(nèi)部高壓氣體和外部高速流雙重作用下的力學和熱力學耦合分析，力學分析是柔性可展開氣動減速器研究的理論基礎(chǔ)，隨著力學分析所涉及的物理場復雜程度急劇提升，對于數(shù)值分析技術(shù)和計算資源都提出了極大挑戰(zhàn)。

2.2 關(guān)鍵技術(shù)

實際工程應用中針對航天器氣動減速系統(tǒng)的力學分析問題，按照真實物理模型建模進行仿真分析幾乎無法完成，建立盡量貼近物理模型的柔性結(jié)構(gòu)充氣展開數(shù)學模型，進而獲得準確的力學和運動學特性，將為柔性展開式氣動減速器的研究帶來極大促進。從目前國內(nèi)外的發(fā)展現(xiàn)狀來看，柔性可展開氣動減速技術(shù)在基礎(chǔ)理論方面的關(guān)鍵技術(shù)可分為以下三個方面：

（1）氣動特性預測和分析技術(shù)

飛行器在大氣中飛行時，氣動載荷是引發(fā)航天器各種運動、力、熱現(xiàn)象的重要原因。眾所周知，目前風洞試驗和投放、飛行等物理試驗是驗證目標氣動性能的最佳手段。但物理試驗的高成本和無法快速響應是國內(nèi)外研究機構(gòu)都無法解決的難題。如何能在氣動減速器概念方案或設(shè)計階段較為準確的預測其氣動特性顯得尤為重要。針對地球、火星等大氣環(huán)境，利用基于求解N-S方程的流場分析方法，計算柔性展開式氣動減速器的氣動力最為常見。文獻[12]建立了翼傘的索膜有限元模型，并結(jié)合有限體積法對氣動載荷進行了預測，考察了前緣切角和翼肋形狀對傘衣表面壓力分布的影響；文獻[13]通過對降落傘的流場進行數(shù)值模擬，研究了網(wǎng)格質(zhì)量對流場計算精度的影響，計算表明采用分塊式貼體網(wǎng)格能夠在計算精度、效率和穩(wěn)定性方面到達良好平衡；文獻[14]利用基于有限體積法對降落傘在穩(wěn)降階段的流場進行了分析，獲得的降落傘氣動性能以及流場特性與實驗結(jié)果吻合良好；文獻[15]建立了帶有透氣量的環(huán)帆傘流場模型，結(jié)合高精度空間和時間離散格式，對環(huán)帆傘的流場特性進行了研究，在獲得環(huán)帆傘氣動特性的同時探究了傘衣透氣量對降落傘的流場影響機理。

（2）柔性結(jié)構(gòu)動力學分析技術(shù)

不同于剛性和彈性結(jié)構(gòu)，柔性結(jié)構(gòu)的力學非線性格外凸顯，用于描述柔性結(jié)構(gòu)的動力學模型以及離散后的單元屬性都更加復雜。對于柔性結(jié)構(gòu)的展開過程力學分析，最理想的解決辦法是采用流固耦合方法進行計算，但實際中由于流固耦合計算的代價較大。對于一些氣動載荷影響不大的動力學過程，常采用多體動力學模型對物傘系統(tǒng)進行模擬，如充滿狀態(tài)的降落傘可視為一個剛體，進而利用多體動力學對物傘系統(tǒng)進行飛行軌跡、過載和連接部受力情況等宏觀參數(shù)的計算。例如：文獻[16]建立了降落傘與載荷體的整體動力學模型，靜態(tài)流場分析和動態(tài)流場及動力學模擬的結(jié)果表明，降落傘在鐘擺運動過程中的氣動力與靜態(tài)情形下有較大差異，利用動網(wǎng)格技術(shù)獲得降落傘的流場特性是一種更為準確的模擬分析方法；文獻[17]首先利用計算流體力學方法獲得航天器的超聲速尾流場速度分布，然后建立降落傘彈射拉直過程的動力學模型，對尾流影響下的降落傘彈射動力學進行了分析；文獻[18]和文獻[19]分別針對火星著陸器的進入、減速和著陸過程建立了精細的降落傘系統(tǒng)動力學模型，結(jié)合前體的六自由度剛體模型，對火星探測器的進入彈道動力學特性進行了分析；文獻[20]建立了降落傘傘包與前體球底的組合體動力學數(shù)值仿真模型，利用非定常流場分析方法研究了前體尾流影響下回收系統(tǒng)彈射分離過程的氣動與動力學特性。

（3）流固耦合分析技術(shù)

柔性可展開結(jié)構(gòu)的充氣展開過程是極其關(guān)鍵的工作過程，且是一個幾何非線性與材料非線性并存的復雜動力學過程。利用流固耦合分析方法研究柔性結(jié)構(gòu)力學特性的難點主要有三點：第一是需要建立能夠模擬柔性材料力學特性的本構(gòu)模型，直觀和準確的模擬瞬態(tài)大變形的非線性動態(tài)過程；第二是選用合適的流場計算方法，在保證流場求解不失真的前提下又不顯著降低計算效率；第三是流場和結(jié)構(gòu)場的數(shù)據(jù)交互，其中涉及網(wǎng)格變換和時間步長的協(xié)調(diào)，流固耦合界面物理量傳遞等多個數(shù)值問題。因此，針對柔性結(jié)構(gòu)的流固耦合分析問題至今仍是數(shù)值計算領(lǐng)域的熱點研究方向之一。比如從近地低速連續(xù)流氣動分析擴展至全速域連續(xù)流，以及稀薄離散粒子流氣動分析；從流固耦合擴至流固熱多物理場耦合分析。例如，文獻[21]建立了降落傘的流固耦合有限元分析模型，基于LS-DYNA軟件對充氣過程進行了數(shù)值模擬，得到了降落傘的充氣時間和投影面積隨充氣展開過程的變化的規(guī)律，探索了利用流固耦合方法預測降落傘動態(tài)大變形過程的新途徑；文獻[22]發(fā)展了一套結(jié)合流場方程預處理有限體積法、非線性有限元以及擬固體動網(wǎng)格三種技術(shù)的降落傘流固耦合數(shù)值分析方法，對降落傘工作狀態(tài)的喘振現(xiàn)象以及穩(wěn)降過程動力學特性進行了分析；文獻[23]在NASA的低密度超音速降落傘（火星傘）研制過程中，針對降落傘充氣展開工作異常的現(xiàn)象，聯(lián)合加州理工學院噴氣推進實驗室和斯坦福大學發(fā)起了一項研究合作，旨在推進對超音速降落傘流固耦合分析技術(shù)的發(fā)展。文獻[24]得到利用二次NURBS函數(shù)對降落傘的外形進行重構(gòu)，并結(jié)合孔隙度模型使降落傘流固耦合計算精度得到進一步提高。

根據(jù)上述關(guān)鍵技術(shù)分析，結(jié)合柔性氣動減速器的應用需求，對柔性氣動減速技術(shù)的共性基礎(chǔ)技術(shù)和個性化關(guān)鍵技術(shù)進行了總結(jié)。柔性氣動減速技術(shù)的理論需求分布如圖5所示。

圖5 柔性氣動減速技術(shù)的理論需求分布

由圖5可見，從基礎(chǔ)的降落傘直至IRDT，所涉及的力學分析學科交叉度和難度都在不斷提升。氣動特性預測和分析技術(shù)、柔性結(jié)構(gòu)動力學分析技術(shù)和多物理場耦合分析技術(shù)，這三項關(guān)鍵技術(shù)是所有柔性可展開氣動減速器的力學分析基礎(chǔ)。如何能提高分析精度，更好支撐工程應用，是理論與數(shù)值分析技術(shù)發(fā)展的源動力。

3 結(jié)束語

柔性可展開氣動減速技術(shù)是航天器進入減速著陸的核心關(guān)鍵技術(shù)。本文首先對柔性可展開氣動減速技術(shù)的內(nèi)涵與研究現(xiàn)狀進行了總結(jié)，其次對柔性可展開氣動減速技術(shù)涉及到的理論關(guān)鍵技術(shù)進行了概括與分析，最后對柔性可展開氣動減速技術(shù)的理論需求分布進行了梳理，并針對其后續(xù)的應用進行了展望。

需求是技術(shù)發(fā)展和應用的牽引力，面對當前航天任務的低成本和高可靠性要求，大力發(fā)展數(shù)值仿真技術(shù)，促進理論研究的同時有效降低試驗成本是未來的必然趨勢。目前，國外在柔性可展開氣動減速技術(shù)的理論和飛行驗證研究方面都有一定的優(yōu)勢，尤其在數(shù)值分析領(lǐng)域進行的大量深入研究不僅節(jié)省了物理試驗成本，更直接促進了理論研究發(fā)展。考慮到柔性可展開氣動減速技術(shù)對于載人航天及地外天體探測的重要意義，有必要對非柔性可展開氣動減速技術(shù)進行深入研究，針對其中的難點問題進行突破，為我國在未來航天任務提供必要的技術(shù)儲備。

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Research on Flexible Deployable Inflatable Deceleration Technology

WANG Liwu1,2WANG Qi1,2LEI Jiangli1,2WANG Yongbing1,2LI Jian1,2WANG Wenqiang1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China） （2 Laboratory of Aerospace Entry, Descent and Landing Technology, CASC, Beijing 100094, China）

Technology of flexible deployable inflatabledecelerators is the key to achieve deceleration and landing after the reentry into atmosphere of a manned spacecraft, Lunar explorer or Mars explorer, which has important theoretical value and engineering significance. Based on the application in scenarios of earth-atmosphere at different heights, the flexible deployable pneumatic decelerators are classified and introduced, and the extensional application of extraterrestrial space is briefly demonstrated in this paper. Then the summary of recent research and connotation of flexible deployable inflatable decelerating technology are represented. Finally the key techniques of dynamics such as aerodynamics, structural dynamics of flexible decelerator and fluid-structure coupling are concluded theoretically. According to the research status and key technology, the future application and technical development of flexible deployable inflatable device are prospected.

flexible deployable inflatable technology; aerodynamic decelerator; reentry, descent and landing

V417

A

1009-8518(2020)01-0001-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2020.01.001

2019-09-20

國家重大科技專項工程

王立武, 王奇, 雷江利, 等. 柔性可展開氣動減速技術(shù)研究[J]. 航天返回與遙感, 2020, 41(1): 1-9.

WANG Liwu, WANG Qi, LEI Jiangli, et al. Research on Flexible Deployable Inflatable Deceleration Technology[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2020, 41(1): 1-9. (in Chinese)

王立武，男，1978年生，2013年獲西北工業(yè)大學飛行器設(shè)計專業(yè)工程碩士學位，現(xiàn)在東南大學攻讀博士學位，高級工程師。研究方向為航天器返回與著陸技術(shù)。Email：348949278@qq.com。

（編輯：陳艷霞）