逃逸飞行器应急分离动力学仿真

提出了基于MATLAB/Simulink的逃逸飞行器与运载火箭应急分离六自由度仿真方法,建立了其应急分离的数学与动力学模型,并应用MATLAB/Simulink的系统仿真功能,实现了逃逸飞行器在特定初始条件下与运载火箭分离的六自由度仿真。仿真结果表明:基于MATLAB/Simulink的逃逸飞行器与运载火箭应急分离六自由度仿真方法是可行的,通过对逃逸主发动机推力以及逃逸塔结构弹性变形的分析,可以为逃逸飞行器的方案设计提供参考。

逃逸飞行器模型高超声速风洞自由翻滚动导数试验技术

高超声速风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 360°全攻角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象的研究之急需而研制。简要介绍了试验技术研制的自由翻滚试验装置、液体轴承、角度测试系统与系统建模的大攻角非线性数据处理技术。

载人飞船逃逸飞行段姿态控制律设计

载人飞船在逃逸飞行过程中，需要对其姿态作较大幅度的调整，调整幅度可达０°～１８０°，飞船姿态的调整可以通过控制俯仰通道来完成。由于飞船姿态运动的三个通道一般是相互交连的，因此，在作姿态大幅度调整的过程中，还需要对其它两个通道进行姿态稳定。本文设计的一种相平面开关曲线和相应的姿态控制律，既可以用于飞船作大姿态调整，又可以用于姿态稳定。数字仿真结果表明，只要合理选择开关控制曲线的有关参数，可使姿态控制精度满足设计要求。

逃逸飞行器喷流干扰流场的分区数值模拟

基于拼接网格系统 ,应用三维区域边界格式 ;通过区域边界格式对区域边界上的通量进行守恒性处理 ,发展了一个超音速复杂流场分区算法 ;对不同攻角下的逃逸飞行器喷流干扰流场进行了分区数值模拟 。

CZ-2F逃逸飞行器最大速度头模拟飞行试验技术

最大速度头试验是指模拟运载火箭在最大速度头状态(Qmax)出现故障时,考核逃逸飞行器的工作情况。通过试验获得逃逸飞行器环境及性能参数;考核其结构强度;考核栅格翼释放机构的功能。试验涉及逃逸飞行器结构、遥测系统、外测系统、火箭车动力系统、火工品控制系统等,属于大型综合性试验,难度大,风险高。本文简述了CZ 2F逃逸飞行器的功能,介绍了最大速度头地面模拟飞行试验目的、方案设计及结果分析,得出了相应的结论。

CZ-2F返回舱和逃逸飞行器分离试验技术

较详细地叙述了CZ - 2F返回舱和逃逸飞行器的地面分离试验方法、试验过程、上下回收装置设计和防火措施 。

逃逸飞行器轨迹鲁棒性快速评估及制导

为提高受干扰条件下飞行任务成功率,以逃逸飞行器为研究对象,给出了基于误差传播评估弹道鲁棒性的标称轨迹生成办法和线性二次调节器(LQR)控制律制导方法。整个系统建立在飞行器精确动力学模型之上,针对逃逸飞行器工况特点,在被动段利用误差传播法快速打靶寻找满足任务需求的标称轨迹,在飞行主动段采用LQR制导跟踪标称轨迹。以上2种方法从系统的误差线性化模型推导得出,具有一定共通性。仿真结果表明,通过快速打靶规划出的飞行指令,可使得逃逸飞行器在受干扰环境下有55%的概率完成飞行目标,轨迹具有一定鲁棒性;采用LQR控制律,实现了对速度、射高等多变量的跟踪。

逃逸飞行器喷流影响试验研究

本文介绍了在跨超声速风洞中进行的逃逸飞行器模型气动特性、载荷分布及流场结构试验研究，提供了Ｍ＝０．６～４．０，α＝－２°～２０°范围内的试验结果。试验结果和流动图象表明：由逃逸飞行器头部喷射出的喷流严重影响逃逸飞行器的气动特性和载荷分布。

待发段航天员逃逸救生决策指挥问题探讨

在我国，待发段航天员逃逸救生是一个全新的课题。本文主要探讨待发段航天员遇到危急情况时启动逃逸飞行器实施逃逸及逃逸后救生的决策指挥问题，为未来载人航天试验活动组织实施提供参考。

载人火箭推力矢量调整偏差对有塔逃逸安全性影响分析

载人运载火箭推力矢量调整的目标是调整逃逸主发动机的推力线,使其通过有塔逃逸飞行器的质心。但在工程实际操作过程中,有塔逃逸飞行器的质心不能通过实际称重的方式得到,只能基于各部分结构产品质量实测值和质心的传统经验值通过理论计算获得,这样即使开展了推力矢量调整工作,只能将逃逸主发动机的推力线与有塔逃逸飞行器质心的不重合度控制在一定的范围内,并不能实现推力线完全通过质心的目标。对推力矢量调整偏差对有塔逃逸飞行器逃逸高度和逃逸飞行姿态的影响进行研究,通过设定逃逸主发动机推力线与有塔逃逸飞行器质心的偏差条件,并对该偏差工况下的逃逸过程通过ADAMS软件进行仿真分析,获得有塔逃逸飞行器质量质心偏差对逃逸安全性的影响。

趣说科普

载人火箭类似“避雷针”的尖顶有何作用:这个由可分离的头部整流罩和逃逸塔组成的尖顶结构实为逃逸飞行器,也被称为“逃生塔”或“逃逸塔”,是保障航天员安全的“生命之塔”。当火箭发射遇到故障时,逃逸发动机便会启动,将航天员乘坐的轨道舱、返回舱从火箭整流罩中“拖拽”至安全区域,然后通过携带的降落伞安全着陆。如果发射过程一切正常,逃生塔则会在一定时间内与箭体分离,完成护航任务。

风洞模型自由翻滚试验技术

风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 36 0°全迎角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象研究之急需而研制的。该项试验技术研制了 0 .6m跨超声速风洞和 0 .5m高超声速风洞采用液体轴承支撑的自由翻滚试验装置 ;研制了高精度的角度测试系统与系统建模的大迎角非线性数据处理技术。

连续常值推力机动分析与应用

连续常值推力机动是空间飞行常用的轨道机动方式。其中,小推力适合于地球轨道航天器交会机动,而切向或周向推力以及较大的正径向推力可用于脱离地球引力场的逃逸飞行,执行星际交会使命。应用常推力作用下的质心运动方程,对机动推力的量值没有限制;在航天器交会应用中,对相对距离也无要求。这种方法可直接获得向径、轨道速度等参数随时间或极角(绕地心的转动角)的变化,便于分析轨道转移与逃逸运动,有助于飞行使命与运动轨迹的设计。特别是,若机动转移的初轨为圆轨道,在推力较小、飞行时间不长的情况下,应用量纲1形式的运动方程,可获得具有工程应用价值的近似解。

极坐标系连续常值推力机动分析(英文)

连续常值推力是空间飞行常用的轨道机动方式,在空间交会与星际航行使命中具有重要的应用价值。其中,小推力适合于地球轨道航天器交会机动,而切向或周向推力以及较大的正径向推力可用于脱离地球引力场的逃逸飞行,执行星际交会使命。应用常推力作用下的极坐标系质心运动方程,对机动推力的量值没有限制;在航天器交会应用中,对相对距离也无要求。这种方法可直接获得向径与速度等轨道参数随时间或极角(绕地心的转动角)的变化,便于分析轨道转移与逃逸运动,有助于飞行使命与运动轨迹的设计。特别是,若机动转移的初轨为圆轨道,在推力较小、飞行时间不长的情况下,应用无量纲形式运动方程,可获得具有工程应用价值的近似解。文章给出一些有关的结果与应用案例。

扫描故障检测处理系统

故检系统全称为故障检测处理系统,它相当于给火箭安上了自我诊断器.它的任务是从火箭点火前,故障检测处理系统通过检测火箭的重要飞行参数,按事先确定的判据自动进行火箭故障判别,当发现故障时向火箭有关系统和飞船发出逃逸指令和中止飞行指令.逃逸系统接到来自故障检测处理器或者是地面发出的逃逸指令后,迅速将飞船的返回舱和轨道舱带离危险区,并利用飞船的返回着陆系统完成逃逸救生任务.

哼哈二将保平安——长二F火箭的整流罩、栅格翼

长征二号F的整流罩是一种全新的金属蒙皮半硬壳式结构.与以往发射卫星的整流罩不同,正常飞行时主要保护飞船在大气层飞行时不遭受气动载荷和气动加热的作用,而一旦火箭出现异常时(39千米以下),上半部整流罩又要充当逃逸系统的承载结构件,它的双重功能使得其设计难度相当大,看似简单的一个壳体,其实却比飞机舱体结构还复杂,与其相关联的许多部件的设计和加工都成为关键技术.

上天就坐神舟号

神舟一号上天时并没有装上完整的系统,只有一些主要的系统;“二号”比“一号”多了一些,“三号”又比“二号”多一些,有了模拟人,还有了逃逸系统,已经与载人的状态完全一致。

从朝鲜弹道导弹改进看栅格翼技术

2016年8月24日,朝鲜＂北极星＂KN-11潜射弹道导弹试验成功,朝鲜也迅速公布了试验相关照片。从照片中外界惊讶地发现,其与以往＂北极星＂导弹相比,多出来了多付栅格尾翼,这种情况在2016年6月22日试验成功的＂舞水端＂（＂火星＂10）导弹上也曾出现,这让外界质疑是否借助栅格翼技术解决了导致朝鲜导弹一再失败的问题。朝鲜弹道导弹栅格翼情况从目前情况来看,