某保温箱顶盖同步控制策略研究

某保温箱顶盖系统由电动缸进行驱动,根据电动缸同步控制精度的指标要求,进行了控制系统与经典PID控制算法设计。针对电动缸位置同步控制精度易受转速变化影响的问题,进一步设计了模糊PID控制算法对位置环控制器进行改进。对比两种算法的试验数据可以发现,模糊PID控制器有效改善了电动缸的同步控制精度,能够满足控制要求。

充气式再入减速器研究最新进展

随着载人航天事业和行星探索任务的不断发展,再入返回运载工具受到运载火箭整流罩的大小限制越来越明显。针对降低返回系统重量以增加有效载荷的日益需求,一种新型充气式再入减速器成为国际上研究的热点。它具有易折叠包装、重量轻、展开阻力面积大,再入时弹道系数低和产生的气动热量小等明显优点,为航天员应急返回、深空探测以及有效载荷的回收提供了一种新的技术途径。重点对堆叠圆环型、单充气环薄膜型和双层锥形充气囊型等三种充气式再入减速器在结构设计、飞行测试、材料防热研究、气动特性仿真分析等方面的最近研究进展进行总述,并对充气式再入减速器的关键科学问题进行简要总结。

大型降落伞拉直过程中的抽打现象分析

针对某大型降落伞回收系统主伞拉直过程中出现的抽打现象进行了分析,根据其拉直过程的特点将其划分为五个阶段,分别建立了各阶段的实体模型和约束模型,通过模型的组合建立了各阶段的多体动力学模型,将各阶段模型连接进一步组成该型号大型降落伞拉直全过程的动力学模型。仿真分析了该型号大型降落伞出现抽打现象时的伞衣位形、顶部伞衣速度、伞绳和伞衣的偏离距离以及张力的变化,总结了抽打现象形成时的一些特征数据,分析结果可为大型降落伞设计、改进、使用等提供参考。

适应于RBCC运载器的轨迹优化建模研究

根据RBCC动力系统工作原理,分析了RBCC运载器上升段轨迹特点和设计矛盾。针对此类飞行器工作模态多、冲压模态约束条件复杂、传统优化模型无法求解其全局最优解的问题,以Radau伪谱法为基础,建立了基于混合积分变量的全程最优轨迹求解模型,并引入连接条件模型。该模型可以有效处理RBCC运载器多段飞行轨迹约束条件,克服了传统建模方法的不足。采用50km、Ma8运载任务算例校验优化模型,优化结果显示,所研究模型符合RBCC运载器工作特点和任务需要,可快速求解此类运载器上升段最优轨迹。

高超声速跳跃式飞行器弹道特性分析与优化设计

对高超声速跳跃式飞行器的弹道特性与参数优化问题进行了讨论。首先介绍了高超声速跳跃式飞行器的概念与基本特征,接着详细分析了初始弹道倾角、初始速度、配平升阻比和初始质量对周跳弹道特性的影响,然后运用NSGA-II算法实现了同时以飞行时间最短和能量最省为性能指标的弹道参数优化设计,最后通过与传统的定常巡航飞行进行比较说明了跳跃式飞行方案具有节能、快速抵达等优点。结果表明,上述方法适用于高超声速跳跃式飞行器的方案论证与初步设计。

充气式进入减速技术的发展

充气式进入减速系统适用于高超声速下飞行器的进入减速、可折叠展开,集成了气动热防护、气动减速和着陆缓冲等多项功能于一体,将成为航天器进入或再入返回的主要技术途径。文章首先归纳了数十年来充气式进入减速系统发展出的主要构型,简述了其主要性能特点;之后以几个典型项目为例,介绍了国际上充气式进入减速系统的发展情况。文章针对充气式进入减速系统最为重要的组成部分——充气展开柔性结构归纳了多场耦合及气动优化设计、轻质柔性耐高温材料、折叠包装与充气展开等关键技术。最后,对充气式进入减速系统的发展情况进行了小结,提出了应用展望。

充气式返回舱气动热特性研究

文章针对航天器返回实时性和经济性的需求,以充气式返回舱为研究对象,研究该飞行器从空间站返回过程中的气动特性,重点分析气动热特性。文章通过引入分子运动论、Kemp-Riddell方法、Linear桥函数等计算方法,建立起该飞行器在自由分子流区、过渡流区和连续流区高超声速情况下的表面热平衡方程,得出了该飞行器返回过程中的驻点热流密度和驻点壁面温度。计算分析了该飞行器最大直径D1和半锥角α等几何尺寸对其气动热特性的影响,得到在一定范围内增大D1和α可以有效减小驻点热流密度和驻点壁面温度,并研究在峰值加热高度附近70km、80km处不同马赫数下的气动热特性。在此基础上,依据热防护系统材料和布局,将气动加热计算的表面热流分布作为外壁边界条件,分析了结构材料层的温度变化特性。

某型充气式再入减速热防护结构优化分析

随着航天技术的不断发展,充气式再入返回技术逐步成为国际上的研究热点。文章以充气式再入返回系统为背景,对柔性热防护结构进行了优化分析。首先,参考美国充气式再入返回试验中典型的充气式再入返回系统热防护材料和结构设计,建立了柔性热防护结构的一维传热模型。然后,根据差分算法,推导出了柔性热防护结构各功能层传热控制方程的离散格式。文章以材料的耐热能力为约束条件,柔性热防护结构各功能层的材料和铺层这两个参数为优化变量,得到了给定热边界条件下柔性热防护结构的优化方案。最后,通过差分算法计算出柔性热防护结构各功能层再入过程中的温度响应,并用ANSYS有限元方法对结果进行了验证。计算结果表明各功能层的材料分别为Nextel720、Refrasil 2000、Upilex,对应的铺层数分别为1、3、1时,为最优的柔性热防护结构设计方案,此时柔性热防护结构的面密度为2.128kg/m2。

充气式再入航天器结构参数优化及防热试验工程方法

用工程算法对充气式再入航天器的全展开半径,半锥角,刚性头锥半径与全展开半径之比三个方面的参数进行了优化计算,获得同时满足航天器质量,刚性头锥及柔性防热系统温度约束条件的充气式再入航天器的设计方案,计算得到了优化设计方案整个再入过程的外热流密度和温度变化规律,并且通过与文献中数据对比,验证了文中工程算法的正确性。针对再入过程的外热流密度和温度条件,参考充气式再入返回试验(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型防热材料,设计不同的柔性防热系统结构试验件。最后,通过热冲击试验,得到了各试验件冷端的温度响应,验证了各试验件在再入温度条件下防热性能。文章提出的柔性防热系统结构的改进方向,可为充气式再入航天器的设计分析提供参考。

在轨服务航天器模块接口标准化设计准则研究

随着越来越多的国家对航天器在轨服务技术的探索和研究,航天器模块接口标准化设计已经成为下一代新型航天器的特点和发展趋势。在对航天器模块接口标准化设计建模的基础上,对模块接口的标准化设计准则进行了深入分析,并以该设计准则作为QFD(质量功能展开)模型中的顾客需求,建立了以航天器对接接口为例的第一级质量屋,说明了该设计准则模型的合理性和在接口标准化设计中应用QFD进一步优化的可行性。

拖缆的弹簧柔性体模型在拖曳式空中发射系统中的应用研究

拖曳式空中发射系统模型的复杂程度很大程度上取决于拖缆模型描述的复杂程度。将拖缆视为“弹簧柔性体”,即串联的一系列线性弹簧来处理,不仅可以求解拖缆的静态位形,还可以求解拖缆的动力学特性,谋求解决拖缆的动力学问题。所以,从理论上讲是一种较为理性的模型。

充气式再入与减速系统用柔性热防护材料高焓风洞试验研究

为考察充气式再入与减速系统用柔性热防护材料的真实性能,文章根据前期的技术基础和各材料的技术参数,确定了柔性热防护材料的结构组成,并研制了热防护材料试验件进行高焓风洞试验。结果表明:所研制的材料能够承受热流密度为25 W/cm^2、持续时间最长达300 s的高温环境;Nextel氧化铝织物作为防热层在超过1200℃下能够有效阻隔热流;无机隔热毡起到了有效的隔热作用,可确保内部Kevlar织物处于250℃以下的环境中。材料满足一定的轻量化要求,试验后整体力学性能稳定,热防护性能不受折叠和缝纫工艺影响。

可重复使用跨大气层飞行器多学科设计优化中姿控子系统的建模与仿真

在对可重复使用跨大气层飞行器(RTAV)进行多学科设计优化(MDO)的过程中,对RTAV姿控子系统的时域仿真是姿控子系统设计和飞行稳定性分析的重要手段。对某RTAV的MDO过程中姿控子系统的Simulink建模与三通道综合时域仿真的方法进行了研究。从理论上分析了建模、仿真过程中遇到的代数循环问题,并针对问题特点提出了解决方案。

重复使用运载器的近期发展

简要介绍了重复使用运载器（主要是以火箭发动机为动力）的近期发展状况，包括美国的Ｘ－３３／ＲＬＶ技术计划、日本的重复使用运载器研究计划和欧空局的欧洲未来空间运输研究计划（ＦＥＳＴＩＰ）等，最后针对重复使用运载器的发展提出了一些看法和建议。

空天飞机气动热的工程预测方法

首先简要地分析了空天飞机在上升段和再入段遇到的严峻的热环境,并指出:为了进行空天飞机的概念研究和初步设计,必须发展气动热的工程预测方法。接着介绍了国外可用于预测空天飞机气动热的工程方法,其中包括预测迎风面中心线、背风面中心线和横向分布的气动加热的方法,重点介绍了 NASA Langley 研究中心的轴对称比拟三维边界层(AA 3DB L)程序和它的结果。同时,还讨论了空天飞机气动热预测的一个特殊问题即激波干扰加热,着重介绍了机身头部的弓形激波和进气道外罩唇部激波的相互干扰以及机身头部的弓形激波和机翼前缘激波间的相互干扰,对后面这种情况,还介绍了工程预测方法。

空间喷气移动装置的姿态控制建模与仿真

喷气移动装置是宇航员在太空中进行舱外活动时的辅助移动装置,通过坐标变换和刚体动力学知识建立了喷气移动装置在空间运动中的运动学模型和动力学模型,利用MATLAB对其在空间中的运动进行模拟仿真,给出运动轨迹、三轴角速度变化曲线和三轴力矩变化曲线,并对其进行分析,验证了模型的正确性.

空天飞机的防热系统

首先分析了空天飞机对其防热系统的要求,重点是在飞行热环境中的生存能力、减轻重量以及良好的使用性能。然后,概述了正在发展的典型的两级入轨和单级入轨的空天飞机的防热系统。紧接着较详细地介绍了美国空天飞机(NASP)防热系统研究工作的进展情况,同时介绍了适用于空天飞机前缘防热系统的设计概念、可能采用的热管技术和对主动冷却面板的要求及其发展现状和存在的问题。对理论分析、地面试验和飞行试验在发展空天飞机防热系统中的作用也进行了讨论并简单地介绍了这几方面的发展现状。最后,对发展空天飞机防热系统提出了建议。

重复使用运载器着陆滑跑距离估算方法研究

着陆滑跑距离是重复使用运载器着陆性能中最主要的指标之一,良好的着陆性能对飞行器的安全着陆至关重要。因重复使用运载器滑跑过程复杂,为工程应用需要,简化分析在跑道坐标系下建立飞行器着陆滑跑估算模型,并提出一种简单易懂的滑跑距离估算方法,考虑减速伞和地面风影响,研究不同滑跑工况下的滑跑距离估算方法。该滑跑距离估算方法简洁、算法易实现,适合工程应用。

空天飞机的应用展望

美国的X-37B轨道测试飞行器于2010年04月22日成功入轨运行,不仅揭开了空天飞机步入工程实用的序幕,而且吹响了航空航天技术进入发展新时代的号角,也颁发了太空军事化的进军令!笔者认为,空天飞机的工程应用,主要是下述三大方面:1、为近空间开发提供有效的飞行器,开创军民应用新局面;2、为全球地图测绘提供优异的作业平台,将导致测绘学科的一场深刻的技术革命;3、为全球精确打击提供多用途的尖端兵器,而能建造空天现代化的攻防长城。

可返回高超声速巡航飞行器轨迹分步与多目标优化

文章面向空基发射入轨任务,对配置超燃冲压发动机的可返回高超声速巡航飞行器的轨迹优化问题进行了构建和求解。首先应用分步优化的策略,将整个轨迹设计问题分为巡航段优化和剩余段优化两步依次进行:第一步以巡航机械能最高为优化目标,针对巡航段轨迹进行单目标优化,得到最优初始巡航状态;第二步以此为巡航段入口条件,针对剩余段轨迹进行驻点峰值热流最小、轨迹振荡最小的二维多目标优化。然后对各段飞行轨迹的优化模型进行了定义,包括目标函数、设计变量和约束条件三要素。其中,第一步巡航段单目标优化采用序列二次规划法,第二步剩余段多目标优化采用第三代直接搜索域的经典方法。最后,结合一个优化算例,求解得到巡航段优化解和剩余段的多目标优化Pareto前缘点集。对该点集的分布特性进行了分析,并给出了轨迹设计解的选择建议,为实际工程设计提供参考。