摘要：针对强制发汗热防护用于高速再入飞行器抵抗气动加热引起的物面烧蚀的效果和可行性问题开展计算与试验研究。计算采用粘性高温多组分反应气体分析方法考虑来流空气与发汗介质的相互作用及组分反应。结果表明,在10m/s发汗速率条件下,发汗物面热流密度已经降低了75%,在20m/s发汗速率条件下则已经降低了99%。根据计算结果制备满足渗透率参数的发汗材料并完成发汗装置设计和防热效果电弧风洞试验验证。结果表明,发汗物面温升不足100K。理论计算与地面试验验证表明,针对高速再入条件,发汗主动热防护可有效降低物面气动加热,可作为高速再入航天器防热备选方案。

摘要：月地高速再入返回器是我国首次深空再入返回的航天器,具有空间紧凑、耦合性强、质心要求高、精度要求高等技术难点.对返回器的构型布局总体设计及关键实现环节进行了描述,包括轻小型密闭舱体的构型布局设计、推力器的一体化布局、高精度质心配平设计与实现、关键单机布局与精度保持设计、基于双斜面的精测方法及验证等,并以此为基础完成了返回器的总装设计与系统集成,通过了地面与飞行验证.

摘要：月地高速再入返回飞行试验任务目标是验证与半弹道跳跃式返回再入的相关技术,全面可靠的获取试验相关数据,对试验结果评估至关重要,为此飞行器专门设计实现了一套包括力、热、图像等参数采集与存储的工程参数测量系统,本文给出了该系统的设计情况及飞行结果.

摘要：探月三期月地高速再入返回任务是我国首个深空探测再入返回任务,研制目的是突破和掌握月地高速再入返回关键技术,为嫦娥五号任务研制奠定基础.本文给出了月地高速再入返回飞行器的任务特点,进行了任务概貌和研制过程介绍,阐述了双平台和多目标飞行器方案设计及飞行过程设计情况,并给出了在轨飞行结果.结果表明,月地高速再入返回飞行器所有功能性能均满足任务要求,在轨飞行状态正常,技术设计正确可行.

摘要：探月三期月地高速再入返回飞行器由服务舱和返回器2个舱段组成,信息系统复杂,首先对信息系统的任务进行了分析,在此基础上提出了2层拓扑总线的互联方案、器内多子网自识别路由设计方案、链路层分层方案,脉冲调制编码(PCM)数据体制与高级在轨系统(AOS)数据体制统一设计方案,实现了多信源、多舱段信息管理与融合,提高了上行带宽利用率、器内数据路由和下行遥测灵活性和易扩展性,满足了飞行任务复杂工作模式下的需求,在轨飞行结果表明信息系统满足需求.

摘要：探月三期月地高速再入返回飞行器是我国首次开展地外航天器跳跃半弹道再入式返回,飞行过程新,系统集成度高.本文首先依照全过程中不同阶段的飞行特点,采用静态映射的方式完成飞行任务剖面的划分;然后在此基础上开展用例场景的识别;最后生成相应的测试用例.形成了完整的面向全任务飞行过程的验证策略设计思路.该方法已在实践中得到应用,可作为后续工作的参考.

摘要：针对月地高速再入返回器不同阶段大功率散热、小功率保温与高速返回过程中高温隔热之间的突出矛盾,以及狭小、局促空间内设备热量的收集、传输、排散与阻断等技术难题,首次构建一种基于柔性自适应"热开关"的小型再入返回类航天器热控体系,成功研制出一套基于异构式环路热管的一体化柔性、高效热管理系统.在轨飞行数据表明:核心热控产品环路热管控温运行模式下实际传热能力超过65 W,阻断模式下漏热量小于2 W,"热导比"大于30,能够很好地实现"热开关"功能,确保了返回器所有设备的温度水平优于指标要求.