环帆伞技术与发展综述

环帆伞具有开伞可靠、开伞冲击小和伞衣抗损伤能力强的特点,已广泛应用于载人航天回收系统。为全面了解和跟踪环帆伞技术的发展,特别是了解和掌握基于群伞使用的大型环帆伞技术,文章通过分析环帆伞的结构特点,总结环帆伞在航天领域的成功应用经验,证明环帆伞是大型降落伞,尤其是载人航天群伞技术的首选伞型。同时文章还对环帆伞的设计改进过程进行了回顾,包括伞衣侧剖面形状、伞衣上下缘张满度、透气量、使用材料、加工工艺和包伞技术。最后对群伞使用情况进行了探讨,尤其是开伞不同步的问题,并提出了提高充气同步性的建议,这对于中国新一代载人飞船群伞技术的研究具有重要的参考意义。     

超声速透气降落伞系统的气动干扰数值模拟研究

盘–缝–带伞是目前主流的火星用超声速降落伞,然而由于其阻力性能的限制,新一代的火星探测任务已经开始考虑采用环帆伞来获得足够的阻力性能。同时,在超声速条件下,由于稳定性的需要,透气性对降落伞系统减速性能的影响研究日益受到重视。文章基于计算流体力学方法对不同孔隙率的降落伞系统模型进行数值模拟,旨在分析开缝位置及孔隙率对环帆伞气动性能的影响机理。结果表明:在马赫数为2的大拖拽距离比条件下,无缝环帆伞系统流场与盘–缝–带伞有较大区别,主要表现在伞前激波的形成过程及前体尾流和伞前激波的作用阶段上。此外,开缝产生的孔隙率对环帆伞的减速性能有较大影响。开缝伞形的阻力性能劣于无缝伞形,但稳定性能显著高于无缝伞形。而前缝伞形的稳定性能及阻力性能均优于后缝伞形。该结果对超声速降落伞的伞型结构透气性参数设计有一定的参考价值。     

基于ALE方法的群伞稳降阶段的数值模拟

随着计算机技术和数值模拟的兴起,精确描绘降落伞力学特性成为可能。文章采用任意拉格朗日-欧拉法对美国“阿波罗”飞船降落伞回收系统的稳降阶段进行了数值模拟。通过建立结构动力学与计算流体力学的耦合模型,研究了3具环帆伞的流固耦合过程,并模拟了降落伞的外形变化和伞衣内外流场的变化。流固耦合计算结果表明,各伞最终稳定在20＆#176;左右,环帆伞的群伞效率因数约为0.93,比C-9伞大。文章的分析结果对中国探月工程回收系统的主伞设计具有参考意义。     

火星探测器降落伞拉直过程中的“绳帆”现象研究

针对火星探测器降落伞在拉直过程中出现的“绳帆”现象,以及火星探测器降落伞开伞前初始参数和大气密度与地球环境下的差异,建立了火星探测器降落伞拉直过程的数学模型,研究了火星环境下,伞包弹射速度、开伞前进入器的攻角、开伞马赫数以及大气密度对“绳帆”现象的影响。研究结果表明,选择较大的伞包弹射速度,并将开伞前进入器的攻角严格限定在较小范围内,将有利于避免或降低“绳帆”现象的发生。这一研究结果可为我国实施火星探测时减速着陆系统的设计分析提供一定参考。     

涡环旋转伞系统开伞充气过程仿真研究

涡环旋转伞是一种典型的旋转降落伞,可靠充气展开是其旋转稳定工作的前提。文章以一种典型涡环旋转伞系统为研究对象,采用任意拉格朗日-欧拉流固耦合方法研究了无限质量和低速气流条件下的开伞充气展开过程。获得了充气过程中伞衣幅和伞绳的动态变化过程以及开伞动载、伞衣展开直径、伞绳拉力等时程变化规律。结果表明,非轴对称结构的涡环旋转伞系统在合适的开伞条件下,短时间内可实现稳定旋转,并具有良好可靠性。研究结果对旋转伞系统的减速导旋机理及其结构优化设计具有参考意义。     

攻角对火星降落伞拉直过程的影响分析

为了研究火星探测器减速着陆系统降落伞开伞前进入舱攻角的大小对伞拉直过程的影响,设计相应的控制措施,文章以"海盗号"火星探测器为研究对象,建立了基于质量阻尼弹簧模型的降落伞拉直过程动力学模型,研究了进入舱不同攻角下降落伞的拉直过程,重点研究了攻角与"绳帆"现象之间的关系。结果表明,火星环境下开伞前进入舱攻角越大,拉直过程中的"绳帆"现象越严重。因此,减小开伞前进入舱的攻角,将有利于避免或降低"绳帆"现象的发生。这一研究结论可为火星探测减速着陆系统的设计提供一定参考。     

重力空射稳定伞阻力特征自动化设计

为进行重力空射稳定伞的初步设计,文章以多体动力学软件(ADAMS)为二次开发平台,构建了重力空射箭-伞系统的动力学仿真模型;推导了火箭和稳定伞的气动模型,并利用动态链接子程序实现了气动力的加载;通过ADAMS命令语言建立了参数化模型和用户界面。在此基础上,自编可行方向优化算法实现了稳定伞阻力特征的自动化设计。最后,根据仿真计算结果对试验火箭出舱时间、安全通道、回收方式等问题进行了分析,为后续空射稳定伞的细节设计以及空射总体方案的确定提供了参考。     

降落伞开伞过程正交试验研究

降落伞开伞过程存在的偏差因素可能会导致开伞动压峰值及开伞力峰值出现极大值,从而对回收过程可靠性造成影响.文章以开伞动压峰值及开伞力峰值为试验指标,采用正交试验方法对比分析了不同水平数情况偏差因素对试验指标的影响度大小,得到了试验指标极值及对应的偏差因素取值条件,并分析了忽略系统初始偏航角、初始滚转角、初始角速度等次要偏...     

翼伞系统稳定性分析的分歧与突变理论法

文中应用分歧与突变理论法建立了翼伞系统飞行稳定性分析的方法。该方法非常程序化，便于应用计算机求解，通过计算结果的图形显示，可非常直观地了解翼伞系统设计参数对系统稳定性的影响，给出翼伞系统的全局稳定性分析结果，为翼伞设计了人员提供必要的设计参考数据。     

复合材料环形高压容器缠绕参数设计与分析

针对诸如环形气瓶等圆环状压力容器的缠绕，提出同时满足结构特性和缠绕工艺性的参数设计方法以符合实际工程需要。推导了圆环面纤维不架空和不滑移判据；根据内压作用下纤维螺旋加环向缠绕环壳的平衡方程，考虑截面厚度变化和缠绕初始条件，给出了均衡缠绕参数及线型的确定方法，讨论了在不同管径比和厚度比下该线型路径的稳定性；以螺旋向铺层的初始缠绕角和厚度为变量，对结构进行重量最小化设计。作为算例，对纤隹缠绕环形高压气瓶在爆破压强为40—80MPa的范围内进行优化设计。结果表明，优化设计的均衡缠绕线型模式睛确可靠，满足纤维缠绕的基本要求，能充分发挥缠绕结构的力学性能。本文的设计计算方法可直接用于复合材辞环形气瓶的初步设计。     

基于权衡空间探索的多约束弹道初值确定方法

运载火箭弹道设计对初值的选取敏感,需要设计人员具备相应经验,新构型或新任务下迭代设计易发散,设计过程依靠人员手动调整,效率较低。应用权衡空间探索及全局优化思想,给出了多约束弹道设计初值确定方法,并在此基础上重新建立了弹道设计流程,自动完成初值选取及精确设计,降低了设计过程对人员经验的依赖性,提升了弹道设计方法的智能化程度,提高了论证及设计效率。     

PAPR/ENOB对通信系统性能影响的仿真方法

介绍正交频分复用 OFDM(Orthogonal Frequency Division Multiplexing)系统中降低峰均比 PAPR(Peakto Average Power Ratio)的方法。考虑到 80 2 .1 1 .g系统的兼容性 ,可用过采样限幅处理降低 PAPR。由于是 OFDM系统PAPR,因而对模拟器件的性能要求比较严格。文中给出了进行 ADC/DAC(模数转换 /数模转换 ,Analog to DigitalConvert/Digital to Analog Convert)和放大器仿真的模型和方法 ,并应用到 80 2 .1 1 .g系统设计中 ,得到了系统中模拟器件选择的一些指导参数。该方法对系统设计中模拟器件参数的选取有一定的参考价值。利用放大器软限幅特性以及ADC/DAC有效位数的模型可以进行整个系统中定点性能仿真。     

基于专家系统理念的航天器特殊控温策略推理测试验证

针对热控设计中某些特殊自主控温策略与任务背景、空间环境以及被控对象参数之间耦合度强,不易通过传统地面综合测试方法提前验证其正确性与合理性的难题,结合“嫦娥五号”月球探测任务推进贮箱温度需求及其特殊自主控温策略设计过程,构建出一种基于综合测试与热控设计专家知识的推理评测方法,并利用优化后的测试用例进行了验证。结果表明:第1版控温策略能够实现减小各贮箱之间温差的预期目标,但对具体任务背景适应性不足;在给出控制策略优化完善建议后,控温策略可同时满足温差要求和引入能量最小原则,实现了“初始设计—测试验证—完善改进”的优化闭环研制模式。     

考虑地球扁率的大椭圆轨道编队飞行优化设计

大椭圆轨道上卫星编队的相对运动特性及其所受摄动力的影响给编队轨道设计者提出了新的挑战.本文总结了大椭圆轨道卫星编队的五种基本形式,利用数值积分法计算了主星轨道倾角、近地点角和平近点角初值对地球扁率作用下基本编队形式相对位置极值点漂移量的影响规律.结合零J2项摄动条件,提出基于主星平近点角初值的J2项编队相对轨道优化设计方法,进而获得瞬时根数描述的编队初始条件.仿真算例表明：优化设计结果可以明显降低大椭圆轨道编队卫星的相对漂移量,与平根数描述的编队初始条件的设计结果相比,相对距离极大值点的漂移量降低约81.8681%,验证了基于主星平近点角初值的大椭圆轨道编队优化设计方法的可行性.     

空间电子产品电绝缘试验技术研究

空间电子产品的电绝缘性能构成了航天器电信号传输和作用的边界,需要在航天器的研制流程中进行试验验证。文章针对部件级以上电绝缘试验选择和设计实施过程中需要解决的关键性问题,从环境及效应分析入手,介绍了电绝缘试验项目的选择原则、试验参数的裁剪方法,分类给出了不同的电绝缘试验系统,并就放电测试的关键性问题进行了讨论,以期为设计和工艺工程师规划和实施电绝缘试验提供参考。     

基于UG/GRIP的涡轮叶片辅助造型方法

运用多项式原理和UG／GRIP技术对冲击式涡轮静子叶片进行造型设计,获得了一种先进的涡轮参数化设计方法,从而能够及时、直观地考察叶片的气动特性。同时可采用交互方式对涡轮设计参数进行修改,增强了涡轮计算机辅助设计系统的交互设计能力．有利于提高涡轮设计质量。     

用详细化学动力学机理模拟固体推进剂组分燃烧的研究进展

针对未来固体推进剂燃烧模型的发展趋势,综述了近年来国外以详细化学动力学机理为基础建立的固体推进剂燃烧模型,并介绍了相关的理论公式和数值求解方法。模型可计算的燃烧特性参数包括燃速、压强指数、燃速温度系数、物种曲线、温度曲线、表面温度和火焰温度等。目前,模型已涉及到的物质包括硝胺类(RDX,HMX,CL-20,HNF)、叠氮类(GAP,BAMO,AMMO)、硝酸酯类(NG,NC,BTTN,TMETN,DEGDN)和硝酸盐类(ADN,AN)等。模型计算结果表明,预测的燃烧特性值与实验值比较一致,证明该机理可预测先进固体推进剂的燃烧特性和指导配方设计。但目前该类模型的主要局限是凝聚相内化学反应路径和反应速率以及凝聚相初生物种的确定问题。     

Project Galileo: completing Europa, preparing for Io.

Galileo has completed the Europa leg of the Galileo Europa Mission, and is now pumping down the apojove in each succeeding orbit in preparation for the Io phase. Including three encounters earlier in the primary mission, the total of ten close passes by Europa have provided a wealth of interesting and provocative information about this intriguing body. The results presented include new and exciting information about Europa's interactions with Jupiter's magnetosphere, its interior structure, and its tantalizing surface features, which strongly hint at a watery subsurface layer. Additional data concerning Callisto, and its own outlook for a subsurface ocean are also presented. In addition the engineering aspects of operating the spacecraft during the past year are explored, as well as a brief examination of what will be the challenges to prepare for the Io encounters. The steadily increasing radiation dosage that the spacecraft is experiencing is well beyond the original design parameters, and is contributing to a number of spacecraft problems and concerns. The ability of the flight team to analyze and solve these problems, even at the reduced staffing levels of an extended mission, is a testament to their tenacity and loyalty to the mission. The engineering data being generated by these continuing radiation-induced anomalies will prove invaluable to designers of future spacecraft to Jupiter and its satellites. The lessons learned during this arduous process are presented.     

飞行器合理传递参数的解法

本文基于矢量矩阵分析法,建立了含气动、结构和飞行参数及其偏量的数学模型,它可用来分析飞行器的合理传递参数。按此方法不仅可以同时调整若干设计参数,而且还可简化计算机辅助设计的程序。为选择合理传递参数,列出了设计参数的调整准则。 取用动态因子和转换因子,使所得方法对于正常式、鸭式、旋转弹翼式和弹道式导弹都是适用的。     

自由返回轨道的P平面参数快速设计方法

针对自由返回轨道求解过程中地心轨道类型变化造成的B平面参数方法计算失败问题,提出一种基于P平面参数的自由返回轨道快速设计方法。首先,基于轨道半通径参数的普适性,给出了不同轨道类型的P平面参数定义,建立了以P平面参数为求解目标量的自由返回轨道求解模型。其次,给出了基于P平面参数的自由返回轨道快速设计方法,在构建的瞬时地月惯性系下,以平面双二体自由返回轨道作为初值,实现了高精度力模型下的自由返回轨道快速求解。对8种构型自由返回轨道的设计结果表明,P平面参数具有类似于B平面参数的大收敛域,且有效解决了轨道类型变化对计算的影响,可直接应用于中国后续月球探测任务轨道设计。