首架追梦者航天飞机完工

最近,山脉空间公司的首架追梦者航天飞机完成装配,最早有望于2024年初前往国际空间站,运输补给物资和实验用品.它被命名为"坚韧号",正在美国宇航局阿姆斯特朗飞行研究中心开展环境测试.未来,它将由火神-半人马座火箭从卡角发射,并在肯尼迪航天中心的跑道着陆.按照2016年"商业补给服务-2"项目合同,"追梦者"至少要执行7次国际空间站补给任务.

美国几架航天飞机所发生的SEU研究

本文对1991年美国发射的5架不同倾角不同高度的低地球轨道航天飞机所遇到的单粒子翻转事件进行了考查和研究．结果证实在极光区和南大西洋异常区仍可能发生大量单粒子事件，大大地影响到航天器的安全，对此文中给出了一些结论和建议．

航天飞机自动着陆轨迹优化设计

采用沿约束轨迹的推演计算方法及优化原理对航天飞机自动着陆飞行轨迹进行优化设计。首先根据过载、垂直下降率、连续性和平稳性要求确定飞行轨迹的基本形状,然后采用两点边值优化方法对轨迹参数进行优化设计以获得理想的接地动压。与传统的和制导系统联系在一起的轨迹设计方法相比,该方法具有简便、快速、可重复使用、鲁棒性强等特点。

航天飞机末端能量管理段在线轨迹设计方法

研究了航天飞机末端能量管理段飞行轨迹的一种在线设计新方法。根据飞行器当前的能量状态及相对于机场的位置,选取合适的动压变化规律,并以纵、横航向耦合的质心运动方程为基础,采用蛇形机动原理和轨迹推演技术优化横向机动方案,设计生成飞行轨迹,保证飞行器安全、精确进入自动着陆窗口。仿真显示,该方法具有在线生成、快速、精确、鲁棒性强等特点,可用于异常情况下返回轨迹的设计。

用SIR-C航天飞机双频极化干涉雷达估计植被高度的方法研究

基于重复轨道航天飞机SIR-C的L和C波段极化干涉雷达数据,提出了一种将三阶段反演方法(Three-Stage Inversion)和ESPRIT(Estimation of Signal Parameters via Rotational Invariance Techniques)算法相结合的新的相位基植被高度估计方法.首先,基于L波段极化干涉数据,用三阶段反演方法获取植被覆盖地表下地形有效散射中心的相位;接着,基于C波段极化干涉数据,用ESPRIT算法估计植被冠层有效散射中心的相位;最后,对二者的相位差进行相位到高度的转换得到植被的高度.根据研究区域的实测林相数据,对该算法估计的植被高度结果进行了比较和验证,结果表明:该方法具有足够高的植被高度估计精度,如果能得到P和X波段的双频极化干涉雷达数据,该方法估计植被高度的精度将会得到进一步的提高.

再入航天飞机表面热流密度辨识

本文给出了求解表面热流密度辨识这一热传导逆问题的顺序函数法。然后以某模型航天飞机迎风中心线上的某特征点为例 ,将航天飞机再入时的表面热流密度辨识问题简化为一维模型问题 ,用顺序函数法来对该特征点上的对流加热热流密度进行了仿真辨识 ,得到了较理想的辨识结果。

霍托尔和森格尔2航天飞机

本文分别介绍了英国宇航公司和西德MBB公司的霍托尔和森格尔航天飞机的启用时间、运载能力和研制费用。这两种航天飞机都可重复使用,并能水平起飞和着陆,可使低轨道的发射费用下降到目前美国航天飞机的1/5。

航天飞机考虑意外损伤时防热系统的健康管理研究

防热系统健康管理是航天飞行器的关键技术之一。文中提出通过监测防热系统的关键性能指标,分析评估系统状态的航天飞机防热系统健康管理方法,论述航天飞机防热系统健康管理的概念和健康监测的原理,从考虑意外损伤的角度探讨防热系统健康监控的有关问题。利用ANSYS软件模拟遭受不同程度损伤的防热瓦在再入过程中的温度分布情况,并进行比较分析与讨论,论证方法的可行性。

再入大气层航天飞机的动力学建模与仿真

探讨了返回式航天飞机在再入大气层飞行阶段的动力学建模与仿真技术 ,基于牛顿定律建立了描述再入大气层飞行过程的六自由度非线性动力学和运动学数学模型。其中地球被描述为绕短轴自转的椭球体 ,重力场梯度由四阶 Jeffery常数描述 ,航天飞机的姿态运动用四元素法描述 ,以避免模型方程中的数值奇异点。同时 ,以某型机组返回器为对象 ,建立了空气动力学模型 ,在 Simulink环境下开发了飞行仿真器软件系统 ,检验了其性能和仿真精度 。

航天飞机的最优再入轨迹与制导

本文研究航天飞机受过载、动压及加热约束情况下,总加热量最小的最优再入轨迹与制导问题。文中给出了确定阻力参考型、再入飞行走廊的方法与模型,建立了相应的制导律,以总加热量最小为性能指标,通过适当选取阻力参考型的变化,将再入轨迹的优化转换成参数的优化问题。并以美国航天飞机数据为例进行了模拟计算,得到了满意的结果。

航天飞机自动着陆技术概念研究

自动着陆段是航天飞机整个飞行任务的最后一段 ,它是指从离地高度 30 0 0m的自动着陆入口到航天飞机在跑道上着陆滑跑的这一段飞行。在自动着陆段 ,航天飞机着陆采用对基准轨迹跟踪的方式 ,就是根据预先设计好的基准轨迹 ,各模态的制导系统将航天飞机的高度误差和高度速率误差按照一定制导律得出法向加速度指令 ,去控制飞机 ,以跟踪基准轨迹。本文还阐述了速度控制、起落架着地后的俯仰速率控制、横滚改出及飞行员人工监控和接管航天飞机着陆等内容。

NND格式在航天飞机头部段N-S方程求解中的应用

本文采用实质上为二阶精度的无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)求解了非定常的二维和三维完全N-S方程,对类似于航天飞机头部外形的超声速粘性气体绕流流场进行了模拟。在计算中,使用了代数网格生成技术,对脱体激波采用了装配法。作为验证算例的二维圆柱绕流计算结果同文献[4]的数据进行了比较。二维凹陷外形绕流的计算结果同无粘流结果进行了对比,由于粘性流动出现了分离,二者的壁面压力是有差异的。最后,对三维外形的绕流也进行了模拟,计算结果提供了流场的细节。

美国航天飞机雷达地形测绘使命简介

对美国最近刚完成的航天飞机雷达地形测绘使命 (SRTM)的背景、主要硬件的功能。

基于OpenGL的虚拟航天飞机发射场景仿真研究

详细介绍了虚拟航天飞机发射场景的建模过程.重点讨论了半球形天空体、真实感三维地形、透视投影和视点变换等关键技术和实现方法.分析了粒子系统的一般原理,介绍了航天飞机尾焰和航迹的实现方法,并给出了航天飞机发射场景的仿真结果.

利用航天飞机成象雷达干涉数据提取数字高程模型

首先介绍干涉雷达 (INSAR)成象原理和处理方法 ,接着介绍了二维离散包缠 (wrapped)干涉相位纹图的解缠 (unwrapping)算法。利用航天飞机成象雷达 (SIR -C) 1994年 10月获取的昆仑山干涉数据 ,研究了SIR -CINSAR获取数字高程模型的方法 。

航天飞机最优再入轨迹的近似解析解及分析

本文将航天飞机最优再入轨迹假设为三个飞行段,即常值热流飞行段、平衡滑翔飞行段,等阻力过载飞行段,由此导出了最优再入轨迹的近似解析解。通过对解析解的结构分析,以及与精确数值解的比较,说明了该三段假设的合理性,以及近似解的次优性。

航天飞机系统两体分离问题的探讨

本文简要地叙述了美国研究轨道器与外挂贮油箱,轨道器与载机分离问题的概况。对垂直起飞两级入轨的并联两机的分离问题,提出了研究模型并作了具体分析,着重提出了实现两机安全分离需要解决的技术难点。 二级航天飞机的两机分离问题,是未来航天高技术领域的关键技术之一,本文阐述了解决两体并联分离问题我国现有的技术水平,并提出了解决该问题的技术方案。

中国载人航天工程决策过程中航天飞机与载人飞船之争

探讨了中国载人航天计划制定之前,国内有关航天飞机与载人飞船何者优先发展的争论。国家高技术研究发展计划(863计划)虽然将载人航天纳入其中,但主要目的是技术跟踪,而非工程项目。20世纪80年代中后期,围绕中国载人航天发展途径问题,相关部门展开了一场有关航天飞机与载人飞船的讨论。受美国航天飞机的影响,相当数量的专家和部门倾向于优先发展航天飞机。随着研究、争论的不断深入,从中国的国情、时间与成本因素、技术积累以及难易程度综合考虑,最终大多数赞同优先发展载人飞船观点。1992年国家在制定载人航天决策时,把载人飞船作为中国载人航天的第一步。从航天飞机后来的命运看,当时的决策是正确的。这一重大决策的出台,得益于之前广泛的研究、分析与争论。