詹慧玲 陳冰雁 劉周 周偉江

（中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074）

1 引言

返回器以第二宇宙速度返回地面時(shí)需要穿越高空、低雷諾數(shù)的非連續(xù)流區(qū)，然后進(jìn)入高超聲速、超聲速、跨聲速、亞聲速的中低空連續(xù)流區(qū)，其間遇到的空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題很多，和第一宇宙速度載人再入飛行相比難度更大。因此返回器氣動(dòng)特性研究對(duì)宇宙飛船的研制起著先導(dǎo)和制約作用，并貫穿于飛船研制和發(fā)展的全過(guò)程[1]。

迄今為止成功實(shí)現(xiàn)載人空間再入飛行的航天器中，絕大部分采用的是軸對(duì)稱的鈍頭體氣動(dòng)布局，如俄羅斯/前蘇聯(lián)的“東方號(hào)”、“上升號(hào)”和“聯(lián)盟號(hào)”（Soyuz），美國(guó)的Mercury、Gemini和Apollo，以及我國(guó)的“神舟號(hào)”。目前美、俄正在研制的具備月球軌道返回能力的新一代載人航天器（美國(guó)的Orion和俄羅斯的PTK NP）的返回器外形仍采用軸對(duì)稱鈍頭體布局，如圖1所示[2-3]。

圖1 美國(guó)的Orion（左）和俄羅斯的PTK NP（右）飛船返回器外形Fig.1 Reentry capsule configurations of American Orion and Russian PTK NP

美國(guó)的航天飛機(jī)是唯一采用非鈍頭體外形的載人航天器，但事實(shí)證明其發(fā)射和維護(hù)成本過(guò)高，目前已經(jīng)退役。美國(guó)和俄羅斯對(duì)升力體布局的載人再入飛行器曾開(kāi)展過(guò)研究（如X-38、Clipper），但也僅是針對(duì)近地軌道返回而設(shè)計(jì)的。對(duì)于登月或星際航行返回，再入地球大氣層的速度遠(yuǎn)高于近地軌道的再入速度，采用升阻比較高的帶翼飛行器或升力體外形設(shè)計(jì)的技術(shù)難度太大，目前的技術(shù)成熟度等級(jí)比較低。

Apollo 飛船返回器是唯一曾經(jīng)成功地以第二宇宙速度再入的載人飛行器，對(duì)于探月或星際航行返回飛行器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)而言，Apollo 的設(shè)計(jì)無(wú)疑是最具有參考價(jià)值的。事實(shí)上，美國(guó)正在研制的新一代星際航行飛船Orion 的載人探測(cè)飛行器（Crew Exploration Vehicle,CEV）外形設(shè)計(jì)就是在Apollo 的基礎(chǔ)上進(jìn)行的。因此，本文選擇Apollo/CEV為主要參考對(duì)象，和Soyuz 飛船做對(duì)比分析。從兩者氣動(dòng)特性的差別中得到外形的改進(jìn)方向，提出了一種類Soyuz 改進(jìn)設(shè)計(jì)的具體外形，并對(duì)該外形的升阻特性、穩(wěn)定性以及配平特性進(jìn)行了分析，可為新一代載人飛船返回器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提供參考與借鑒。

2 典型返回器外形氣動(dòng)特性對(duì)比分析

Apollo[4]和CEV[5]均采用了球冠倒錐形布局設(shè)計(jì)，CEV 的倒錐角和球冠鈍度（球冠半徑Rn與最大橫截面直徑dm之比）基本沿用了Apollo 的設(shè)計(jì)參數(shù)，但最大截面直徑尺寸大為增加（見(jiàn)表1）。俄羅斯的Soyuz 采用鐘形設(shè)計(jì)，與Apollo和CEV 的倒錐形設(shè)計(jì)有較大的區(qū)別（如圖2所示，為便于比較，圖中外形尺寸以dm為參考長(zhǎng)度進(jìn)行了無(wú)量綱化；θ為倒錐角）。Soyuz 的倒錐角與Apollo和CEV 相比要小得多，球冠鈍度也相對(duì)較?。ㄒ?jiàn)表1）。

為了了解類Soyuz 返回器氣動(dòng)特性和Apollo/CEV 這種返回器外形氣動(dòng)特性的主要區(qū)別，采用中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院自主研發(fā)的CFD 軟件CACFD，對(duì)這3 種外形的氣動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算分析，重點(diǎn)對(duì)比分析這幾個(gè)外形在高超聲速下的氣動(dòng)特性。

表1 返回器外形參數(shù)Tab.1 Parameters of different reentry capsule configurations

圖2 返回器外形比較Fig.2 Comparison between different reentry capsule configurations

Apollo和CEV 外形相近，其氣動(dòng)特性也基本一致。圖3為Apollo 與CEV 返回器在Ma=20 狀態(tài)下的氣動(dòng)特性比較，圖中，α為攻角；L/D為升阻比；CMzg為相對(duì)質(zhì)心的俯仰力矩系數(shù)。為了得到正升力，球冠倒錐形返回器一般通過(guò)質(zhì)心位置橫偏的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)負(fù)攻角配平，從而得到實(shí)現(xiàn)軌道機(jī)動(dòng)控制所需的配平升阻比。所謂配平狀態(tài)，是指繞質(zhì)心的俯仰力矩為零的狀態(tài)，配平狀態(tài)下的攻角和升阻比稱為配平攻角αT和配平升阻比L/DT。從圖3 中2個(gè)外形的升阻比和俯仰力矩系數(shù)對(duì)比曲線可以看到，CEV 的升阻比隨攻角變化曲線和Apollo 完全重合，配平攻角αT則略大，這主要與質(zhì)心位置的設(shè)計(jì)有關(guān)。CEV 通過(guò)調(diào)整質(zhì)心位置，增大偏心距離（以最大橫截面直徑dm無(wú)量綱化的橫向質(zhì)心系數(shù)Ycg從0.041 增大至0.048），使配平攻角（絕對(duì)值）從25.7°增大至28.7°，從而使配平升阻比L/DT從0.388 提高到0.432（見(jiàn)表2，表中Xcg為以最大橫截面直徑dm無(wú)量綱化的縱向質(zhì)心系數(shù)），因?yàn)镃EV 需要以更高的速度返回地球（從火星返回），對(duì)升阻比的要求更高。事實(shí)上，如果進(jìn)一步增大配平攻角，CEV 的升阻比還能夠進(jìn)一步提高，在–45°攻角下，CEV 的升阻比可達(dá)0.65。但是由于受質(zhì)心橫偏量的限制，實(shí)際配平攻角和配平升阻比很難達(dá)到此值。

圖3 Apollo 與CEV 返回器氣動(dòng)特性比較Fig.3 Comparison of aerodynamic characteristics between Apollo and CEV

從Soyuz和CEV 在Ma=20 下氣動(dòng)特性的對(duì)比曲線（見(jiàn)圖4，圖中CL為升力系數(shù)；CD為阻力系數(shù)）可以看到，Soyuz 的升力系數(shù)明顯低于CEV，阻力系數(shù)在攻角絕對(duì)值大于30°以上明顯高于CEV，因而升阻比顯著低于CEV，并且隨著攻角絕對(duì)值增加，差距越大。在–20°攻角，Soyuz 的升阻比為0.235，約為CEV 升阻比（0.305）的77%；而在–30°攻角，Soyuz 的升阻比為0.315，只有CEV 升阻比（0.451）的70%。

表2 Soyuz 與Apollo/CEV 氣動(dòng)性能參數(shù)比較（Ma=20）Tab.2 Comparison of aerodynamic parameters between Soyuz and Apollo/CEV (Ma=20)

圖4 Soyuz 與CEV 返回器氣動(dòng)特性比較Fig.4 Comparison of aerodynamic characteristics between Soyuz and CEV

Soyuz 的配平攻角在–22°左右，從表2 中可以看到，Soyuz 的配平升阻比和Apollo/CEV 相比要小很多，Soyuz、Apollo和CEV 的配平升阻比分別為0.225、0.388和0.441。即使通過(guò)增大配平攻角（分別增大到Apollo和CEV 的設(shè)計(jì)值：–25.7°和–29.3°），Soyuz 的升阻比可以提高至0.287和0.312，但是和Apollo/CEV 的數(shù)值相比還有不小的差距。而且通過(guò)增大配平攻角也很難進(jìn)一步提高Soyuz 返回器外形的升阻比，Soyuz 外形的最大升阻比只有0.33，此時(shí)對(duì)應(yīng)的攻角在–35°附近。

3 幾何參數(shù)變化對(duì)返回器氣動(dòng)性能的影響

升阻比是衡量返回器氣動(dòng)性能的一個(gè)重要指標(biāo)，較高的升阻比對(duì)于提高返回器的軌道機(jī)動(dòng)能力，減小返回過(guò)程中的最大過(guò)載都是非常關(guān)鍵的。相關(guān)研究資料表明，為了擴(kuò)大再入走廊、有效降低再入過(guò)載、增加縱向和橫向調(diào)整能力、提高著陸點(diǎn)精度，登月飛船返回艙的升阻比應(yīng)在0.3 以上[6]。

根據(jù)前面的分析，如果以Apollo 或CEV為參考的話，那么類Soyuz 外形的升阻比是偏小的。沿用類Soyuz 的外形設(shè)計(jì)是否能夠?qū)崿F(xiàn)類似Apollo 或CEV 的跳躍式返回軌道，并且能夠滿足載人返回的要求，這需要更為詳細(xì)而深入的氣動(dòng)分析、軌道分析和飛行仿真計(jì)算。但是如果升阻比不夠，完全可以通過(guò)對(duì)類Soyuz 外形幾何參數(shù)的調(diào)整優(yōu)化來(lái)提高其升阻比。

通過(guò)分別改變倒錐角θ和球冠半徑Rn，同時(shí)保持其它關(guān)鍵外形參數(shù)不變，得出了這2個(gè)外形參數(shù)對(duì)類Soyuz 外形氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。

3.1 倒錐角對(duì)返回器氣動(dòng)特性的影響

首先改變倒錐角θ，保持最大截面直徑dm、球冠半徑Rn以及底部外形不變，圖5 給出了倒錐角從7°到16°變化下的返回器外形輪廓，隨著倒錐角的增加，返回器的長(zhǎng)度有所減小，相應(yīng)的體積也有所減小。

圖5 不同倒錐角的返回器外形Fig.5 Reentry capsule configurations with different θ

3.1.1 θ 對(duì)升阻特性的影響

根據(jù)計(jì)算結(jié)果分析，增大倒錐角對(duì)于提高升阻比的效果比較顯著。從表3 可以看到，在Ma=20，α=–20°的計(jì)算狀態(tài)下，將倒錐角從Soyuz外形的設(shè)計(jì)值7°提高到16°之后，升阻比提高了15%，達(dá)到約0.27；并且隨著攻角絕對(duì)值的增加，升阻比提高的效果更為顯著，在α=–30°時(shí)，16°倒錐角外形的升阻比達(dá)到了0.384，比Soyuz 外形提高了將近22%。

表3 不同倒錐角下返回器外形的升阻比Tab.3 Lift-to-drag ratio of reentry capsule configurations with different θ

3.1.2 θ 對(duì)穩(wěn)定性的影響

壓力中心系數(shù)Xcp是反映返回器外形靜穩(wěn)定特性的一個(gè)重要參數(shù)（此處的Xcp為無(wú)量綱系數(shù)，參考長(zhǎng)度為返回器最大截面直徑dm）。一般而言，Xcp越大，表明壓力中心位置越靠后，靜穩(wěn)定性越好。

表4 列出了在Ma=20，α=–20°狀態(tài)下，4個(gè)不同倒錐角外形的壓心系數(shù)計(jì)算值。可以看到，倒錐角增加到16°之后，返回器外形的Xcp比7°倒錐角時(shí)增加了約0.07，這意味著與Soyuz 返回器外形相比，壓力中心位置后移了相當(dāng)于最大截面直徑（dm）7%的位移。

3.1.3 θ 對(duì)配平特性的影響

表5 列出了不同倒錐角外形的配平攻角和相對(duì)應(yīng)的配平升阻比。在質(zhì)心位置不變的前提下，倒錐角對(duì)返回器配平特性的影響規(guī)律是：αT的絕對(duì)值隨θ 的增大而增大，相對(duì)應(yīng)的L/DT也隨θ 的增大而增大。但倒錐角對(duì)配平攻角的影響量并不大，θ=7°與θ=16°的配平攻角相差約1°。

表4 不同倒錐角下返回器外形的壓心系數(shù)Tab.4 Center of pressure coefficient of reentry capsule configurations with different θ

3.2 球冠半徑對(duì)返回器氣動(dòng)特性的影響

保持最大截面直徑dm、倒錐角θ 以及底部外形不變，改變球冠半徑Rn，得到不同球冠鈍度的外形，如圖6所示。圖中所示外形的倒錐角θ=16°，球冠半徑分別為2.5m和3.5m，相對(duì)應(yīng)的球冠鈍度分別為1.0和1.4。

圖6 不同球冠半徑的返回器外形Fig.6 Reentry capsule configuretions with different Rn

3.2.1 Rn對(duì)升阻特性的影響

球冠半徑大小對(duì)返回器升阻特性的影響也是很顯著的，根據(jù)計(jì)算結(jié)果分析，增大球冠半徑也能夠提高返回器外形的升阻比。從表6 可以看到，在Ma=20，α=–20°的計(jì)算狀態(tài)下，將球冠半徑從2.5m 提高到3.5m 之后，升阻比提高了約10%，達(dá)到約0.295 5；和倒錐角對(duì)升阻比的影響規(guī)律一樣，隨著攻角絕對(duì)值的增加，增大球冠半徑對(duì)升阻比提高的效果也更為顯著，在α=–30°時(shí)，3.5m 球冠半徑外形的升阻比達(dá)到了0.433 1，比球冠半徑為2.5m的外形提高了將近13%。

表6 不同球冠半徑返回器外形的升阻比Tab.6 Lift-to-drag ratio of reentry capsules with different Rn

3.2.2 Rn對(duì)穩(wěn)定性的影響

表7 列出了在Ma=20，α=–20°狀態(tài)下，不同球冠半徑外形的壓心系數(shù)計(jì)算值?？梢钥吹?，球冠半徑從2.5m 增加到3.5m 之后，返回器外形的壓力中心位置后移了相當(dāng)于最大截面直徑dm2.2%的位移。

表7 不同球冠半徑返回器外形的壓心系數(shù)Tab.7 Center of pressure coefficient of reentry capsules with different Rn

3.2.3 Rn對(duì)配平特性的影響

在質(zhì)心位置不變的前提下，球冠半徑變化對(duì)返回器配平特性的影響和倒錐角的影響相比要更為顯著（見(jiàn)表8）：球冠半徑從2.5m 增加到3.5m 之后，αT從–23.1°變化至–29.3°，絕對(duì)值增加了6.2°，而倒錐角θ=7°與θ=16°的配平攻角相差不到1°；相對(duì)應(yīng)的L/DT也從0.307 增大到0.424，增加了約38%。

表8 不同球冠半徑返回器外形的配平參數(shù)（Ma=20）Tab.8 Trim parameters of reentry capsules with different Rn(Ma=20)

4 改進(jìn)外形返回器氣動(dòng)特性分析

從以上分析可知，增大倒錐角θ和球冠半徑Rn均可提高返回器氣動(dòng)外形的升阻比，并且還能在一定程度上提高配平狀態(tài)附近的靜穩(wěn)定裕度，但是倒錐角和球冠半徑也不是越大越好。在最大截面直徑相等的情況下，倒錐角增大會(huì)使得容積利用率降低，球冠半徑增大會(huì)使得拐角最大熱流增大。因此，返回器的氣動(dòng)布局優(yōu)化需要綜合考慮各種影響因素。

本文對(duì)返回器外形設(shè)計(jì)的初步考慮是以提高類Soyuz 返回器外形的升阻比為主要目標(biāo)，因此選擇升阻比最高的外形（Rn=3.5m，θ=16°）為初步改進(jìn)外形，標(biāo)記為Soyuz-M，將改進(jìn)外形的氣動(dòng)性能與Soyuz 原始外形以及CEV 返回器外形進(jìn)行了對(duì)比分析。圖7 給出了Soyuz-M 外形、Soyuz 外形和CEV 外形的比較（為便于比較，圖中外形尺寸以dm為參考長(zhǎng)度進(jìn)行了無(wú)量綱化）。Soyuz-M 的倒錐角介于Soyuz和CEV 之間，球冠鈍度Soyuz-M 是最大的。

圖7 Soyuz-M/Soyuz/CEV 外形比較Fig.7 Comparison of configurations between Soyuz-M/Soyuz/CEV

4.1 升阻特性

類Soyuz 改進(jìn)外形的升阻比和原始外形相比有了大幅度的提高，已經(jīng)比較接近CEV 的升阻比。在Ma=20，α=–20°狀態(tài)下，Soyuz-M 的升阻比為0.295 5，和Soyuz 的升阻比相比提高了26%，僅比CEV的升阻比低3%；在α=–30°時(shí)，Soyuz-M 的升阻比達(dá)到了0.433 1（見(jiàn)表9）。

表9 改進(jìn)外形升阻比與Soyuz/CEV 的比較Tab.9 Comparison of lift-to-drag ratio between Soyuz-M and Soyuz/CEV

從Soyuz、Soyuz-M 以及CEV 這3個(gè)外形的升阻比隨攻角的變化曲線比較（見(jiàn)圖8）可以看到，Soyuz-M的升阻比隨攻角的線性增長(zhǎng)段和Soyuz 相比大為延長(zhǎng)，在–35°攻角以內(nèi)隨攻角大小的增加基本是線性的，Soyuz 的升阻比在–35°已達(dá)最大值，而Soyuz-M 隨攻角的進(jìn)一步增大還有上升的趨勢(shì)，這一特性與CEV比較一致。從升阻比隨馬赫數(shù)的變化曲線比較還可以看到，在Ma<5 時(shí)，3個(gè)外形的變化規(guī)律是不一樣的，CEV 的升阻比隨馬赫數(shù)的降低而增大；而Soyuz-M 隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律和Soyuz 是一致的，在Ma<5時(shí)，升阻比隨馬赫數(shù)的降低而減小。

圖8 升阻比隨攻角及馬赫數(shù)變化曲線比較Fig.8 Lift-to-drag ratio vs angle of attack and Ma between Soyuz-M and Soyuz/CEV

4.2 穩(wěn)定性

Soyuz-M 的壓心系數(shù)介于Soyuz和CEV 之間（如圖9所示），隨攻角的變化規(guī)律都是一致的，即隨攻角絕對(duì)值的增加而減小，也就是說(shuō)，壓心位置隨攻角絕對(duì)值的增加而前移。在配平攻角附近，這3個(gè)外形的壓心位置均比較靠后（見(jiàn)表10），比如在Ma=20、α=–20°時(shí)，Soyuz 的壓心系數(shù)為0.638 1；Soyuz-M的壓心位置和Soyuz 相比后移了將近最大截面直徑dm的10%，為0.736 6；CEV 的壓心位置更為靠后，壓心系數(shù)為0.837 2。因此在配平攻角附近Soyuz-M、Soyuz和CEV 這3個(gè)外形的縱向靜穩(wěn)定裕度都很大，分別為35.3%、25.5%和57.2%。

圖9 壓心系數(shù)隨攻角變化曲線比較Fig.9 Comparison of center of pressure coefficient vs angle of attack between Soyuz-M and Soyuz/CEV

表10 改進(jìn)外形壓心系數(shù)與Soyuz/CEV 的比較Tab.10 Comparison of center of pressure coefficient between Soyuz-M and Soyuz/CEV

由此可見(jiàn)，這3個(gè)外形在–20°攻角附近的靜穩(wěn)定性是非常好的，但是由于壓心位置隨攻角絕對(duì)值的增加呈前移的趨勢(shì)，返回器外形的穩(wěn)定性問(wèn)題主要出現(xiàn)在攻角絕對(duì)值比較大的狀態(tài)，比如Apollo 的壓心系數(shù)最小值出現(xiàn)在α=–80°～–100°之間。因此，對(duì)改進(jìn)外形靜穩(wěn)定性的分析還有待進(jìn)一步的研究。

4.3 配平特性

通過(guò)繞質(zhì)心的俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線（如圖10所示），可以得到配平攻角。在質(zhì)心位置不變的情況下（Xcg=0.383 2，Ycg=0.033 6），Soyuz-M 的配平攻角絕對(duì)值與Soyuz 相比增加了7.3°，達(dá)到–29.3°，比CEV 的配平攻角–28.7°的絕對(duì)值還稍大（見(jiàn)表11）。

圖10 俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化比較Fig.10 Comparison of pitching moment coefficient vs angle of attack between Soyuz-M and Soyuz/CEV

表11 改進(jìn)外形配平參數(shù)與Soyuz/CEV 的比較Tab.11 Comparison of trim parameters between Soyuz-M and Soyuz/CEV

Soyuz-M 的配平升阻比達(dá)到了0.424，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于Soyuz 的配平升阻比0.255，和CEV 的配平升阻比0.432 已相差無(wú)幾。而且Soyuz-M 的質(zhì)心橫偏量和Soyuz 是一樣的，比CEV 的質(zhì)心橫偏量要小。增大質(zhì)心橫偏量還能夠進(jìn)一步增大配平攻角，提高升阻比。

5 結(jié)束語(yǔ)

文章對(duì)3 種典型飛船返回器外形（Apollo、CEV和類Soyuz）的氣動(dòng)特性進(jìn)行了初步分析，與為第二宇宙速度返回而設(shè)計(jì)的返回器外形Apollo和CEV 相比，為第一宇宙速度返回而設(shè)計(jì)的類Soyuz 返回器外形的升阻比明顯偏低。但是通過(guò)增大類Soyuz 返回器外形的倒錐角及球冠鈍度，能夠大幅提升返回器外形的升阻比。對(duì)調(diào)整后的返回器外形的初步分析表明，升阻比已比較接近Apollo和CEV，并且具有較好的靜穩(wěn)定性和配平特性。也就是說(shuō)，在類Soyuz 飛船返回器的基礎(chǔ)上對(duì)幾何外形參數(shù)的調(diào)整優(yōu)化來(lái)提高返回器外形的升阻比，從而滿足第二宇宙速度再入返回的升阻比要求，這樣的技術(shù)途徑是可行的。當(dāng)然，返回器的外形設(shè)計(jì)并不僅僅局限于滿足升阻比的要求這么簡(jiǎn)單，還需要綜合考慮動(dòng)穩(wěn)定性、軌道特性、熱防護(hù)要求以及其它總體要求等因素。

References)

[1]趙夢(mèng)熊.載人飛船返回艙空氣動(dòng)力學(xué)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2000.ZHAO Mengxiong.Manned Spacecraft Re-entry Capsule Aerodynamics[M].Beijing:Defense Industry Press,2000.(in Chinese)

[2]http://www.russianspaceweb.com/ptk_np_2011.html,last accessed,20 Aug 2011.

[3]http://www.nasa.gov/mission_pages/constellation/orion/index.html,last accessed,20 Aug 2011.

[4]Hillje E R.Entry Aerodynamics at Lunar Return Conditions Obtained from the Flight of Apollo 4 (AS-501)[R].NASA TN D-5399,1969.

[5]Murphy K J,Bibb K L.Orion Crew Module Aerodynamic Testing[R].AIAA 2011-3502,2011.

[6]賈世錦.載人登月返回再入有關(guān)問(wèn)題初步研究[J].航天返回與遙感,2011,32 (2):18-25.JIA Shijin.Preliminary Study on the Return and Re-entry of Manned Lunar Landing[J].Spacecraft Recovery &Remote Sensing,2011,32 (2):18-25.(in Chinese)

[7]閔學(xué)龍,潘騰,郭海林.再入?yún)?shù)調(diào)整對(duì)登月航天器返回再入特性的影響[J].航天返回與遙感,2010,31 (4):15-20.MIN Xuelong,PAN Teng,GUO Hailin.Reentry Parameters Change Influences on Manned Lunar Mission Capsule Reentry Characters[J].Spacecraft Recovery &Remote Sensing,2010,31 (4):15-20.(in Chinese)

[8]ZHAN Huiling,CHEN Bingyan,LIU Zhou,et al.Parametric Study on Aerodynamic Characteristics of Re-entry Capsules[C].Naples,Italy:63rd International Astronautical Congress,2012.

[9]CHEN Bingyan,ZHAN Huiling,ZHOU Weijiang,et al.Mechanism of Improving Aerodynamic Stability Characteristics of a Re-entry Capsule[C].Naples,Italy:63rd International Astronautical Congress,2012.

[10]陳冰雁,詹慧玲,周偉江，等.關(guān)于改善再入返回器穩(wěn)定特性的氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究[C].杭州：中國(guó)宇航學(xué)會(huì)深空探測(cè)技術(shù)專業(yè)委員會(huì)第九屆學(xué)術(shù)年會(huì)論文集,2012:160-167.CHEN Bingyan,ZHAN Huiling,ZHOU Weijiang,et al.Study on Aerodynamic Design of Improving Stability Characteristics of a Reentry Capsule[C].CSA CDSET 9th Congress Proceedings,Hangzhou:Committee of Deep Space Exploration Technology of Chinese Society of Astronautics,2012,160-167.(in Chinese)

[11]耿云飛,李齊,趙會(huì)光.關(guān)于半彈道深空再入飛行器氣動(dòng)外形的討論[C].杭州：中國(guó)宇航學(xué)會(huì)深空探測(cè)技術(shù)專業(yè)委員會(huì)第九屆學(xué)術(shù)年會(huì)論文集,2012,154-159.GENG Yunfei,LI Qi,ZHAO Huiguang.Discussion on Aerodynamic Configuration of Semi-ballistic Reentry Vehicle[C].CSA CDSET 9th Congress Proceedings,Hangzhou:Committee of Deep Space Exploration Technology of Chinese Society of Astronautics,2012,154-159.(in Chinese)