中国载人飞船的进展简况

1 前言 □□中国是继苏联/俄罗斯和美国之后世界上第3个自主发展载人航天技术的国家。 1967～1968年，中国就开始研究载人飞船技术，并进行了一种载人飞船的总体方案论证。该飞船计划虽在以后的七八年间取得不少预研成果，但终因当时条件不成熟和国家决定把航天技术领域的力量集中到发展急用、实用的应用卫星上来而被撤消。 1986年，中国制定了跟踪世界高技术前沿的《高技术研究发展概要》（即“863”计划）。根据“863”计划的安排，中国航天技术界围绕性能先进的大型运载火箭天地往返系统、载人空间站及其应用这两大主题进行了深入研究，…     

用层次分析法实现航天发展目标决策

层次分析法是一种新的、实用的、多因素多目标决策方法。航天技术的发展目标的评价与优选是一个难以定量的多因素决策问题。本文将通过实例来介绍如何用层次分析法来评价航天技术发展的候选目标,决定目标发展的优先次序。本文所提出的模型仅需作适当改进,即可用于解决我国航天技术发展中面临的实际问题。     

徘徊在十字路口的美国军事航天

<正>最近,美国国防部提出了第三次"抵消战略",其基本内涵是要在核心军事装备技术上,形成对主要对手的决定性优势。在这背景下,美国国防部正在制订"长期研究与发展规划方案(LRRDPP)"。由这个规划方案的征询书可见,军事航天技术仍然是今后美国军事技术创新的首选领域。另一方面,美国军事航天正面临威胁日增、经费削减和技术发展缓慢的压力,正徘徊在战略十字路口。美国将如何通过提升创新能力来摆脱这个困局,很值得我们进行跟踪分析。     

一种求解函数全局优化问题的正交方向法

提出了一种求解函数全局优化问题的正交方向法.该方法通过前三轮大范围的正交设计寻找全局最优解的大体位置,然后通过若干轮小范围的正交设计进行最优解的精确逼近.每一轮正交设计中,探索设计空间的试验点依据正交表围绕一个中心点产生,设计变量的取值范围逐渐减小.而在每一轮正交设计后,采用一维搜索提高搜索精度.一维搜索的方向由每轮正交设计的中心点和最好(或最坏)点决定. 该算法计算量较小且易于编程.采用两个数学优化问题和一个火箭动力、水平发射的单级入轨飞行器的弹道优化问题对算法进行了测试.这些算例表明,当目标函数的极值数少于正交表提供的试验方案数时,正交方向法常常能以较小的计算量获得全局最优解.     

载人火星航行离我们有多元？

早在 2 0世纪 5 0年代 ,Wehnev VonBraun就提出过宏伟的载人火星航行方案设想。当然 ,当时的工业基础和技术水平离实现他的方案相差太远。70年代以来 ,无人自动化探测器对火星的近距离探测和软着陆的实现 ,以及“阿波罗”飞船载人登月的成功 ,为载人火星航行理想的工程实现奠定了一定的技术基础。1989年 ,美国总统布什宣布美国将大力支持火星探测计划 ,并提出 2 1世纪初实现人类登上火星的目标 ,此举促进了人们对载人火星航行方案的深入研究。此后 ,美国航天专家先后提出了多种方案。随着载人航天技术水平的不断提高 ,实践经验的日益丰富 …     

太阳翼：为航天器装上“翅膀”

<正>关心航天的人，对太阳能电池都很熟悉，也就是我们俗称的“太阳翼”或“太阳能帆板”。航天领域是人类第一个大量、全面使用太阳能的。没有航天技术几十年的探索、开发和应用，今天庞大的光伏产业可能就无从诞生。太阳能电池，如今往往被叫做光伏材料。虽然一部分深空探测器已经在使用放射性同位素电源，     

卫星遭空间碎片撞击的概率有多大?

空间碎片问题是近年来国际上航天技术领域的研究热点之一。联合国和平利用外层空间委员会科技小组委员会自 1 994年起 ,就一直将空间碎片列为每届年会的优先议题 ,并在 2 0 0 0年完成了《关于空间碎片的技术报告》,为联合国外空委法律小组委员会讨论与制订有关空间碎片的国际条约或公约 ,提供了技术准备。1 993年 ,美国航宇局 (NASA)、欧洲空间局 (ESA )、俄罗斯航空航天局(ROSAVIAKOSMOS)和日本等航天机构发起成立国际“机构间空间碎片协调委员会” (IADC)。中国国家航天局于 1 995年加入了该组织。该协调委员会成员除发起国和中…     

将天上的技术“下地”用

正在很多人眼中,航天技术有"上九天揽月"的本事,其实随着军民融合的步伐不断加快,很多原本助力国防军工事业的航天技术也实现了民用成果转化。就拿我们经常乘坐的地下交通地铁来说,很多技术也来自"天上"。那么,航天技术是如何将天地"接轨"的呢?地铁的第三条"轨"地铁运行一般需要三条轨道,除了底下的两条铁轨外,还有一条给列车提供能源的导电接触轨。导电接触轨看     

海峡两岸共话航天技术应用

9月7日,由中国高科技产业化研究会主办的"海峡两岸航天(航太)技术应用研讨会"在北京召开,40多名来自海峡两岸相关专业人员参加了研讨会,并就航天技术应用进行了深入交流和探讨。中国工程院院士戚发轫作了题为《航天技术与中国航天》的报告,他以自己的亲身经历,生动地讲解了中国航天事业发展的艰辛历程,阐述了"两弹一星"精神和载人航天精神的内涵。戚院士从卫星应用、载人航天和深空探测三个方面介绍了世界航天技术发展状况及我国航天技术在国民经济相关领域中的应用,展望了我国航天未来发展的规划和远景。     

遥感卫星商业化路在何方

□□航天技术如何实现产业化、商业化是全球航天界悬而未决的问题。航天技术具有“三高”——高投入、高风险、高回报的特点。然而，高回报主要来自间接的、派生的和长远的效益，且难以量化统计。过去关于航天技术的效费比被认为高达12∶1、14∶1，甚至更高的估计，但因没有严密的量化证明而缺乏说服力。航天技术在未来实现产业化、商业化的道路还很漫长，尤其是在市场经济尚不发达的中国，航天技术产业化、商业化条件很不成熟。与其侈谈航天技术的产业化，不如针对航天技术的某一领域进行具体研究分析，也许更具有实际意义和启示作用。例如…     

航天数学中积分方程法的作用

文章通过实例阐明用积分方程法解航天科学技术中的定解问题,利用线性化积分理论求得显式解;利用卷积积分简化解题并得明确的结论,还可使解域扩大等优点。     

固体火箭发动机燃烧室三维流动数值计算

采用k-ε双方程湍流模型,以SIMPLE计算程式求解翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室内三维非定常不可压流N-S方程.在建立翼柱型装药简化模型的基础上采用边界标志法来表达燃面推移,采用从二维到三维的初场给定方法结合多重网格法求出了多个时间步的非稳态流场结构.计算结果表明燃烧室内旋涡运动呈现一定的空间与时间分布,周向加质导致燃气通道横断面上轴向速度分布的极不均衡.      

谐波平衡法在低速非定常流模拟中的应用

谐波平衡法是一种有效的周期性非定常流的计算方法.采用基于可压缩流的谐波平衡方程在计算低速不可压流动时,会由于对流通量计算格式中的数值粘性污染,降低解的精度和收敛性.采用预处理技术,使得基于可压缩流的谐波平衡方程可以直接用于低速周期性非定常流的计算中.选取典型的不可压方腔驱动流和低雷诺数圆柱绕流为例进行了时间推进法和谐波平衡法的计算对比.计算结果表明预处理后的谐波平衡方程适合于低速流的计算,在谐波平衡法中采用较少阶数的谐波计算就可以还原出几乎准确的非定常流场.     

进化策略在火箭发动机静态特性研究中的应用

建立了全流量补燃循环发动机的静态特性的数学模型.描述静态特性的数学模型是由一组非线性方程组成的.采用基于进化策略的进化算法求解全流量补燃循环发动机的静态特性方程,将该模型的非线性方程组求解问题转化为求带有约束的极小值的优化问题,建立了进化策略计算模型.讨论了进化策略算法在进化计算过程中使用的变异算子、重组算子和选择算子的设计,以及对约束条件的处理方法.数值计算的结果表明,利用基于进化策略的算法可以在较大范围内进行全流量循环液体火箭发动机的静态特性研究.     

多级航天器在有限推力情况下的最优变轨问题探讨

与航天运载器类似,航天器也可以有单级与多级之分。一个多级航天器是由几个具有动力装置的航天器经串联而成的组合体。本文研究这类航天器的最优变轨问题。多级航天器在有限推力情况下的最优变轨问题,实质上属于多级最优控制问题。本文应用多级最优控制问题的求解原理,讨论有限推力情况下,两级航天器在两共面圆轨道之间的两类最优转移问题,给出了确定最优推力程序和最优转移轨迹的定解方程和定解条件,特别考察了级间分离时刻应满足的条件。本文给出的原理同样适用于非圆形、非共面轨道之间的最优转移问题。     

基于混合遗传算法的直升机前推/后拉配平

针对直升机配平模型为多元且初始值难以确定的非线性方程组,以及全局最优解不唯一等问题,发展了一种基于遗传算法/拟牛顿法的高效混合迭代算法。介绍了直升机各个模块动力学方程。其中在旋翼建模中,考虑实际飞行环境下桨叶的运动和操纵特性,以动态入流和叶素法为理论基础,建立了具有配平特性的旋翼气动力模型。基于直升机飞行仿真动力学模型,详细推导了前推/后拉的配平变量和约束方程。通过构造目标函数,将全机配平问题转化为优化问题。通过计算UH-60A直升机在前推/后拉的配平解,并与飞行测试数据进行比较验证。结果表明,前推配平结果与飞行数据有偏差,后拉配平结果与飞行数据吻合。旋翼非定常气动特性是引起总距和脚蹬配平计算误差的主要原因。建立的配平算法适用于直升机不同稳定飞行条件下的仿真。     

平面-抛物面型薄膜天线形面及温度分析

为了解决星载天线的大口径与运载工具整流罩有限体积, 以及星载天线的重量与卫星平台和运载工具承载能力之间的矛盾, 充气可展开结构技术是非常理想 的选择. 为实现高精度反射面, 针对平面-抛物面型充气可展开天线反射面, 进行弹性力学分析, 得到反射面与充气气压、薄膜材料、边界条件之间的关系, 以及形 面和抛物面间存在的M形误差. 在此基础上, 探讨了天线在轨时温度变化对反射面 形面的影响, 提出了消除这种影响的两种方法. 利用ANSYS分析结果对理论解进行验证, 结果吻合.      

推进剂利用系统连续液位测量滤波算法研究

针对我国低温推进剂利用系统中连续液位测量中的错节问题,提出了一种基于流量的液位测量滤波算法。介绍了该算法的基本原理,对算法进行了数学建模与数字仿真。通过对仿真结果的分析证实了该算法可以有效解决火箭飞行过程中由于液位晃动造成的测量误差问题,具有一定的工程应用价值。     

论条件最优控制问题

给出了在等周约束条件下确定性动态系统最优控制问题的数学提法和求妥原理；讨论了探空火箭在真空中飞行达给定弹道顶点高度时起飞质量为最小的推力程序。     

空间站大型伸展机构动力学研究中的若干问题

由于空间站大型伸展机构运动中的时变性，其拓扑构形和系统的自由度都是变化着的，因而问题较定常构形动力学问题复杂得多。文章对航天伸展机构进行分类，并研究所组成的各类运行副，约束特点和约束方程及轨道、姿态、伸展运动的几何和运动描述；考虑柔性结构效应及热变形的动力学分析模型；还对连接间隙、摩擦、限位内碰撞、预应力、重力场及空气阻力的干扰进行分析；最后讨论了试验研究结论。