平流层长航时气球上升过程超冷现象影响因素分析

平流层长航时气球超冷现象是指内部浮升气体温度低于外界大气温度,超冷会引起浮力损失进而阻碍气球上升过程。建立了长航时气球辐射、对流等热模型和上升过程动力学模型,仿真分析了初始净浮力、蒙皮热物性参数、放飞时间和放飞日期等因素对超冷现象的影响规律。研究结果表明,上升过程内外温差随初始净浮力增大而增大且变化显著,可见光吸收率和红外吸收率增大时,内外温差值总体上呈减小趋势;放飞时刻和放飞日期对超冷现象影响较小,但放飞时间不同,气球上升至设计驻空高度的时间差别较大。该结论可为平流层浮空器总体方案设计和放飞试验提供有益参考。

逻辑斯谛曲线的五个阶段

用四个关键的点将逻辑斯谛曲线分为五个阶段,并指出在应用中,这五个阶段分别具有不同的含义。

重复使用单级月面着陆与上升器方案设计与制导

通过多方案对比分析,提出了一种采用水平姿态垂直着陆的重复使用氢氧动力单级月面着陆与上升飞行器方案,并针对飞行器制动段推进剂消耗量较大、精度低的问题,提出单级月面着陆与上升飞行器凸优化制导方法,进行了凸优化问题建模及仿真、影响因子分析。研究结果表明,所提单级月面着陆与上升飞行器方案系统简单可靠,可以适应新一代载人运载火箭运载能力要求;所提单级月面着陆与上升飞行器凸优化制导方法应用在水平姿态垂直着陆制动段具有较好的任务适应性,可在满足着陆姿态、位置精度等多约束下获得推进剂消耗量优化结果。重复使用单级氢氧月面着陆与上升器方案应用到环月轨道与月面往返的重复使用运载任务中,可拓展提供轨道间运输+月球表面运输的一体化运载工具,工程效费比高,为未来大规模地月空间探索与开发提供全新的运输系统解决思路。

上面级直接入轨卫星的上升段温度控制及预示

为满足卫星在上升段持续时间长、外热流复杂、能源紧张等不利因素下的温度控制要求,需采取相应控温策略并进行预示。针对采用上面级“一箭双星”直接发射入轨的北斗三号中轨道导航卫星,进行了上升段期间的热分析并阐述了地面段和上升段的控温策略,通过仿真分析预示双星在上升段的温度变化,结合飞行数据,验证仿真分析的准确性以及控温策略的有效性,并获得星上各区域设备上升段的温度变化特性。结果表明:通过控制发射前整流罩内的初始温度以及采用延时指令开启相应区域固定功率加热器,上升段期间未开机设备均能保持缓慢的温度下降速率,所有星上设备温度均在要求的范围内。采取的控制策略对其他需保持较长时间低温储存状态的高轨航天器,以及深空探测器温控设计提供了一定参考。

基于头舵联动控制的主动段减载技术

为了有效降低火箭在主动段飞行期间的横向载荷,提出一种基于头部空气舵与发动机喷管联动控制的主动段减载设计技术。该技术已在某型火箭设计中成功应用,计算结果显示采用这种减载设计能使火箭主动段飞行的全箭最大弯矩降低30%以上。对于有头部空气舵的固体火箭而言,该技术具有成本低、方便实现的特点。

基于高斯伪谱法的火星表面上升燃耗最优轨迹设计

火星上升器的设计与其轨迹设计紧密相关,而现有方法大都将MAV(Mars Ascent Vehicle)的分级优化和轨迹优化解耦计算,其计算效率低且鲁棒性较差。提出了一种基于高斯伪谱法的两级MAV分级与轨迹耦合多阶段优化算法,它以MAV的发射总质量最小为目标函数,并考虑了MAV设计约束、MAV的质量模型约束、轨迹的路径约束和控制约束等限制条件。利用该方法可以同时求得发射总质量最小的两级MAV分级参数和一条燃耗最优的上升轨迹,解决了由于不合理的两级MAV分级设计导致的轨迹优化算法无法收敛的问题。数值仿真结果表明该方法具有较快的收敛速度,且对初值选取的敏感度较小、具有较强的鲁棒性。