基于STFT-AOK的星箭力学环境等效频谱分析

星箭力学环境的频谱特性研究对于力学试验环境条件设计非常重要。工程上通常基于冲击响应谱变换获得力学环境参数等效频谱,然而该方法受稳态放大系数Q取值的影响较大。为此,文章提出一种基于短时傅里叶变换–自适应优化核函数(STFT-AOK)融合技术的星箭力学环境等效频谱分析方法。研究结果表明:STFT-AOK方法可在AOK准确定位频率成分和瞬态特征时频区域的基础上,结合STFT的准确幅值,构造出频率分辨率高且幅值准确的时频分布,实现力学环境等效频谱的有效获取,适用于各种复杂瞬态星箭力学环境参数的频谱分析。

基于MBSE的运载火箭上升段逃逸救生策略

为提高运载火箭上升段逃逸救生策略的覆盖性和有效性,采用基于模型的系统工程(model-based system engineering,MBSE)方法开展设计。首先,进行运载火箭逃逸救生任务分析,识别相关系统及其任务需求,建立任务需求模型。然后,根据运载火箭飞行程序,建立不同时刻的主要故障模型,研究提出不同故障的可能应对策略,形成功能需求模型。最后,在逻辑仿真中调用弹道仿真程序,验证了逃逸救生策略的可行性,实现了需求的闭环验证。通过采用该方法,完成了运载火箭上升段逃逸救生任务需求模型化,奠定了全任务周期数字化设计的基础,可为工程实践提供参考。

运载火箭与航天器界面载荷设计优化方法

基于动力学理论,开展了器箭界面动态内力的理论建模,对影响器箭界面动态内力的主要因素进行辨识,并分析了器箭界面动态内力随各影响因素的变化趋势。同时,基于某真实火箭构型以及对应外激励,通过设计有效载荷的质量、质心高度以及基频参数组合集,开展跨声速工况下器箭动力学耦合分析,获取横向质心等效加速度分布数据。结合理论分析的分布规律,对耦合分析质心等效加速度进行分类统计,构建了一种可行的器箭界面动态内力精细化设计方法。该方法应用于新一代运载火箭,可有效降低器箭界面载荷设计条件,具有重要的工程意义。

航天器振动控制技术进展

航天器在发射过程中经受复杂和严酷的力学环境,力学环境效应主要是激起航天器主次结构共振响应以及局部动力响应过大,造成结构破坏,局部失稳,电子元器件等敏感组件发生故障。为了提高飞行任务的可靠性,需要采用振动控制技术以降低运载载荷环境条件,提高航天器有效载荷比。本文从航天器系统级和部件级两方面对国内外振动控制技术的研究进展进行了系统的综述和深入的分析,以期对我国航天器振动控制技术的研究发展和工程应用有所启示。

点式分离火工冲击源仿真分析及载荷形成机理

应用航天器"振源系统—近场结构"一体化建模和分析方法,对点式分离火工冲击源的工作过程进行完整建模和数值仿真分析,提取星箭分离面的力函数。得到了高压气体和爆轰产物在腔体内往复运动、形成爆压双峰的运动规律以及关键结构件在爆压作用下往复运动与其它结构件撞击实现分离解锁的运动规律。在此基础上分析爆压载荷在分离螺母内部的传递机制,得到了星箭界面载荷由爆压载荷以及传递路径上的结构运动、撞击和材料内部压力衰减共同决定的载荷形成机理。

航天器发射阶段声振环境载荷控制技术研究进展

航天器在发射阶段承受各种恶劣而复杂的声振环境载荷,严重影响着航天器的可靠性。目前,关于改善发射阶段航天器所承受的力学环境、切断振动噪声传播路径的相关研究已得到世界各国航天技术研究机构的重视。其中,各种声振环境载荷以透射声或结构声辐射的形式传递到整流罩内部后,将会在整流罩内形成恶劣声学环境——高声压级的噪声环境。主要对整流罩内噪声的主、被动控制技术的国外研究进展进行系统地综述和分析,以期对我国相关领域的技术研究及应用有所启示。

光学测量限制对发射窗口的影响分析与仿真

针对运载火箭发射航天器时的发射窗口计算问题,从光学设备跟踪测量的角度出发,分析指出在光学测量设备系统本身性能固定、航天器目标特性固定的条件下,窗口计算需要尽量考虑与设备清晰成像和作用距离相关的一些因素,提出重点判断天光限制、地影限制、大气折射限制、太阳高低角限制、太阳夹角限制、月亮夹角限制、目标发光强度限制7个具体条件,建立了以天光地影限制模型、视场限制模型、作用距离限制模型为核心的发射窗口计算模型,给出了工程中应用的计算流程,仿真分析了发射窗口变化规律,以及测站位置和目标高度等典型参数对窗口的影响,并对多限制因素下的窗口计算给出了具体算例,计算结果与应用情况表明,窗口计算模型正确,可以作为实际工程应用的参考。

未来运载火箭重复使用的途径选择及方案设想

实现重复使用是未来运载火箭的发展趋势。首先介绍了国外重复使用技术的发展状况，然后对两种完全重复使用的途径（单级入轨和多级入轨）进行比较，并在此基础上提出了一种两级入轨垂直起降可完全重复使用运载火箭的方案设想。

包带连接特性及星-箭-包带连接结构耦合动力学的研究进展

包带连接结构是目前航天领域应用最广泛的星箭连接和分离机构.包带连接结构通过组件间的接触、摩擦传递载荷,在预紧力作用下实现星箭连接.各组件间的接触、摩擦力学行为随外载荷的变化而改变,从而导致包带连接刚度具有明显的非线性特征,影响火箭的运载能力以及星箭系统的动力学特性.本文对包带连接结构的局部连接特性及其对星箭整体系统动力学特性的影响进行了综述.首先介绍了国内外针对包带连接特性开展的研究工作,重点评述了有关包带连接结构的承载能力和连接刚度等问题的研究进展;随后,围绕包带连接结构在星箭系统模型中的表征及其对星箭系统动特性的影响等问题,对星–箭–包带耦合动力学进行了论述;最后,指出了这一领域需要进一步研究的若干问题.

基于冲击响应谱变换的星箭力学环境等效频谱影响因素分析

介绍基于冲击响应谱变换和稳态放大系数的星箭力学环境等效频谱工程计算方法,给出冲击响应谱相对于正弦基础激励的瞬态放大系数近似解析公式,并结合典型星箭界面加速度时域响应数据分析力学环境等效频谱的影响因素。数值计算和理论分析结果表明:发射段低频力学环境瞬态效应明显,采用工程计算方法确定星箭力学环境等效频谱的结果受稳态放大系数取值影响较大——该系数取值的增大将使等效频谱幅值在整体上明显减小,频率分布特性也会发生变化。可见,目前工程上所采用的星箭力学环境等效频谱计算方法尚有不合理之处,后续应探索新的星箭力学环境等效频谱确定方法。

先进聚合物基结构复合材料在导弹和航天中的应用

介绍近十多年来先进聚合物基结构复合材料在战略导弹、战术导弹、运载火箭及航天飞行器的太阳电池阵结构、有效载荷结构、本体结构、桁架结构、热控制系统和压力容器中的应用,并简要分析了先进聚合物基结构复合材料未来的发展趋势。

天基快速响应体系概念研究

为了有效增强现有空间系统应对突发事件的能力,提出了一种基于在轨发射的天基快速响应体系,分析其应用领域和作用过程,明确该体系的特点、组成要素及关键技术,包括适合的在轨发射方案和基于任务的最佳部署策略等。天基快速响应体系由航天器平台、空间运载器、有效载荷和地面基础设施组成,利用空间运载器携带有效载荷实现机动和变轨。文章提出的快速响应体系,面向未来空间在轨服务,有助于增强空间系统在自然故障、突发事件等不确定情况下的快速响应和有效部署能力。

运载器和航天器测控技术发展异同及其未来面临的挑战

回顾了 2 0世纪运载器和航天器测控技术 (TT&C)的发展历程 ,比较了其异同 ,并对 2 1世纪运载器测控技术 3个未解决的老问题和 3个新产生问题的解决途径提出了作者的建议。核心思想是用航天器来支持运载器的研究、实验和发射。对于航天器分别就非深空和深空的 TT&C技术的发展经历和当代成就进行描述 。

复杂结构动态分析/试验/设计与计算仿真技术的进展与应用

本文对复杂结构动态分析/试验/设计技术近三十年来的进展,包括有限元建模与组合结构分析、动态特性测试、计算模型修正和振动控制,以及新兴的计算机仿真和计算模型精确度认证等新思想、新技术的进展,进行了综合评述,同时还给出这些新技术在运载火箭和航天器方面的工程应用实例。

一种针对分离模块航天器系统的分层优化方法

针对分离模块航天器系统优化中存在计算量大、算法复杂度高的问题,提出了一种基于分层的分离模块航天器系统优化方法。该方法将系统优化问题分解为三个层次进行,顶层规划模块数和轨道高度,中间层优化组件配置,底层优化运载发射方案。其中顶层嵌套调用中间层,中间层嵌套调用底层,底层直接计算求解最优运载发射方案,避免了直接基于分离模块航天器全寿命周期仿真来优化运载发射方案。应用该方法对虚拟对地遥感分离模块航天器进行优化,结果表明,优化过程简单,计算量小,算法复杂度低,优化效果显著。

未来太空气象预报系统一瞥

文章从几个方面对太空气象预报系统进行了简单的介绍,包括:当前太空气象预报系统的水平;模板预报方案实施细则;实施模板方案的难度与可行性。作者关心我国对太空气象预报系统的研究,为进一步降低航天器发射风险、提高航天器运行可靠性而献计献策。

海洋大气环境对航天发射场建设影响与对策研究

与内陆地区相比,热带海洋大气环境地区的气候类型、气象条件,有着诸多不同之处,对航天发射场场址的选择、建设和测试发射,具有十分重要的影响。旨在通过对热带海洋大气环境特点和对航天发射场影响的分析,对沿海发射场场址选择、建设和测试发射工作,探讨性地提出解决的有关思路和对策。

一种带有动力切换的飞回段迭代制导算法

针对可重复使用运载火箭再入大气前严格的速度、位置约束,为实现动力切换情况下的跨飞行段制导,本文将迭代目标的估计、补偿和切换作为主要研究内容,对传统迭代制导进行了改进。依据传统迭代制导算法的推导思路,建立了发射坐标系下的多段迭代制导模型,具备预测滑行终点状态的函数,并推导出姿态角的解析表达式。通过将转弯段、滑行段、减速段整合为一个逻辑上的飞回段并部署唯一制导算法的方式,将初始偏差分散在多个飞行段修正,减轻单一动力段制导压力。仿真结果表明:该算法计算时间少、精度高、鲁棒性强,实现水平方向速度0.05 m/s、位置0.5 m以内的精度。

中型运载火箭的应用分析与发展前景

介绍了国际航天发射市场及运载火箭的应用情况，根据美国的航天发射层次、国际航天发射市场的发射价格、国外对发射市场的需求，详细地分析了我国“长征”系列中型载火箭的应用和发展前景。

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。