中国宇航学会举办临近空间飞行器发展途径研讨会

受中国科协委托,2010年12月11日,中国宇航学会在北京组织召开了"临近空间飞行器发展途径研讨会"。来自中国宇航学会,中国航天科技集团公司五院、六院,中国航空工业集团605所,北京遥感信息研究所,清华大学、哈尔滨工业大学、上海交通大学等单位十几位领导和专家参加了研讨会,中     

基于副气囊耦合的飞艇纵向运动影响分析

高空大型飞艇副气囊体积占比很大,甚至达90%以上,副气囊动力学对飞艇运动产生较大影响。对巡航高度为6 000 m的某大型飞艇,建立基于圆柱容器的副气囊动力学模型,进一步构建考虑副气囊的飞艇纵向耦合动力学方程,并对飞艇纵向运动进行了数值仿真,将其与不考虑副气囊时的结果进行对比。结果表明:副气囊对大型飞艇俯仰运动有较大影响,容易引起运动发散,且耦合影响随飞艇高度增大而变小,同时副气囊体积不变时,其直径越小,动力学耦合效应影响越小;副气囊效应会降低飞艇的操纵性,在进行飞艇设计时应该予以考虑。      

浮升混合飞艇气动性能及总体参数分析

为了兼顾飞艇的气动性能和浮升特性,充分发挥二者的优势,并增强可控性,提出了一种基于NACA高升力翼型的组合嚢体式混合飞艇气动布局.采用计算流体力学(CFD)方法建立混合飞艇FLUENT计算模型,数值模拟了它在不同速度和迎角下的升阻特性、纵向静稳定性及浮升特性,并进行了总体性能评估,最后将其与常规飞艇进行了对比.结果表明:该组合嚢体飞艇布局具有较好的气动性能和效率,相同条件下提供的动升力为常规飞艇的3倍;当飞行速度大于26 m/s时,混合飞艇总升力效率开始大于常规飞艇,能够提供更好的浮升特性.此外,相同设计载荷下混合飞艇的外形尺寸更小,有利于增加有效载荷,可为低空大型混合飞艇的研发提供参考.      

临近空间飞艇艇库外约束及稳定性分析

临近空间飞艇在发放前通常停放在艇库内,一旦离开艇库就不可避免地受到艇库外天气,尤其地面风的影响,不仅影响飞艇发放操作的快捷和安全,而且还事关飞行试验的成败。文章建立了大型飞艇在地面受两侧约束时的力学模型,采用动力学方法,分析了受到地面风作用时飞艇的姿态和约束拉力的变化,得到地面风起时和风速稳定后的解析解,评估了飞艇受到地面风作用时的稳定性和安全性。通过分析得到在两侧约束条件下飞艇对正向风和侧风的承受极限,为临近空间飞艇采用两侧约束方式的可行性提供了判据,也为今后发展临近空间飞艇发放技术提供借鉴。     

平流层飞艇太阳能源系统研究

以平流层太阳能飞艇平台为背景,对平流层太阳能飞艇能源系统展开了分析和研究。文中建立了飞艇表面太阳能电池接收太阳直接辐射、散射辐射、反射辐射的模型。利用该模型对某飞艇太阳能电池进行计算,结果显示飞艇接收的太阳辐射能量与飞艇的工作纬度、季节、太阳能电池阵列表面面积、飞行姿态密切相关。当飞艇的脊背从日出到日落时刻正对太阳光线时,太阳能电池接收到的太阳辐射能量将是最大的。     

考虑风场条件的一类平流层飞艇返回过程建模与航迹规划研究

对一类气囊内外压差恒定的平流层软式飞艇,在考虑大气密度、温度变化以及大气风场的基础上,建立了飞艇三维空间运动的动力学模型;并针对能量消耗最少和航行时间最短两个指标函数,利用高斯伪谱法设计了飞艇从平流层返回地面的航迹,并对飞艇飞行高度、速度以及推力等状态变化进行分析研究.     

径向变体飞艇总体参数估算方法

为突破临近空间可操纵浮空器的关键技术难点,使可操纵浮空器往返地面至临近空间成为可能,提出了一种径向变体飞艇的总体参数估算方法,该方法基于阿基米德浮力定律和李式变体飞艇原理(Li-Style Transformable Airship Theory),通过艇体结构的径向变形来实现艇体截面积的自适与可控变化,控制飞艇容积变化以改变净升力大小,并使飞艇在容积变化中始终保持可操纵的气动外形,从而实现飞艇的升、降与驻空和飞行等控制.通过设计变形方案估算内气囊与外气囊尺寸,分析力学平衡与能源平衡估算飞艇长度.在拟定设计参数的基础上,给出了一种太阳能径向变体飞艇的总体设计方案,并通过设计实例验证了此方法的可行性与实用性.     

中国空间学会空间探测专业委员会第24届学术研讨会在西安召开

由中国空间科学学会空间探测专业委员会主办,中国科学院空间中心承办,中国西安卫星测控中心协办的第24届中国空间探测技术学术研讨会于2011年11月10—12日在古城西安举行。来自中国科学院各院所、中国航天科技集团北京空间机电研究所、北京空间科技信息研究所、北京东方红卫星有限公司、西安卫星测控中心、国家卫星气象中心、北京大学和清华大学等单位的110余位参会代表参加了会议。     

一类平流层飞艇质量和惯量特性的计算方法与分析

针对一类具有双拼椭球体外形的平流层飞艇,根据适当假设,给出该类飞艇质量和惯量特性的解析计算方法.以飞艇上升过程为例,通过仿真计算给出该过程飞艇质量、质心位置和转动惯量的变化曲线,结合理论分析,验证该计算方法的合理性.最后,简要分析了质量和惯量特性变化对飞艇运动稳定性和能控性的影响.     

平流层飞艇总体设计的基础问题

平流层飞艇是一种新型的长航时临近空间飞行器，具有驻空高度高、驻空时间长、承载能力大、使用效费比高等特点，在对地观测及通信中继等领域具有广泛应用前景。但是该飞行器系统十分复杂，技术与设计实现难度大，总体设计需要考虑的基础问题及解决方案尚不完全明晰。根据平流层大气风场、温度和压力的基础特征，考虑平流层环境对平流层飞艇总体设计的影响，根据空气动力学与热力学基本理论，分析平流层飞艇的显著特征及与常规低空飞艇的区别，研究这些基础问题对平流层飞艇总体设计的影响，为平流层飞艇技术发展提供建议和参考。      

临近空间表面波等离子体减阻性能分析

为研究临近空间表面波等离子体减阻效果,基于流体宏观模型的基本特征,分析了表面波等离子体流动控制机理的基础,以飞艇为模型,对其在 0°攻角情况下的流场进行仿真计算,比较了不同激励器控制方案的减阻效果,研究了飞艇尾部区域的等离子体流动控制效果. 结果表明,表面波等离子体具有增加飞艇升力、减小飞艇阻力的效果;单侧控制方案最大减阻效果达7%左右,对称控制方案减阻效果明显优于单侧控制方案,最大减阻效果可达32%左右;表面波等离子体对飞艇尾部的流动分离具有很好的消除抑制作用.      

基于激光测距的飞艇净重在线计算方法研究

通过对三维建模软件CATIA中的飞艇副气囊模型进行切片分割,获得了不同副气囊高度下的对应体积值,使用最小二乘法建立了副气囊中心点高度与副气囊体积的三次曲线拟合公式,采用相位式激光测距仪对副气囊中心高度测量,使用该公式可以估算出副气囊的实时体积大小,从而推算飞艇净重大小,掌握飞艇的压力高度和起降能力。使用某次飞行试验对副气囊高度测量的数据计算出的飞艇净重值,与多次地面称重数据一致性较好,验证了使用激光测距仪对大型飞艇净重进行在线评估的可行性,并使用该方法对某飞艇某次飞行试验过程中的净重进行了分析,对飞艇的压力高度进行了核算。     

基于激光测距的飞艇净重在线计算方法研究CSCD

通过对三维建模软件CATIA中的飞艇副气囊模型进行切片分割,获得了不同副气囊高度下的对应体积值,使用最小二乘法建立了副气囊中心点高度与副气囊体积的三次曲线拟合公式,采用相位式激光测距仪对副气囊中心高度测量,使用该公式可以估算出副气囊的实时体积大小,从而推算飞艇净重大小,掌握飞艇的压力高度和起降能力。使用某次飞行试验对副气囊高度测量的数据计算出的飞艇净重值,与多次地面称重数据一致性较好,验证了使用激光测距仪对大型飞艇净重进行在线评估的可行性,并使用该方法对某飞艇某次飞行试验过程中的净重进行了分析,对飞艇的压力高度进行了核算。     

基于压差梯度的平流层飞艇艇囊应力计算和仿真

平流层飞艇体积庞大,艇囊表面曲率小,因而蒙皮材料的局部应力集中极易导致飞艇艇囊蒙皮发生过大变形而迅速超压损伤破坏.基于飞艇艇囊内外压力压差梯度载荷条件,建立飞艇艇囊蒙皮受内外压差真实工况下环向与轴向应力的理论计算模型,构建飞艇蒙皮应力分析的Von Mises强度准则.并采用ABAQUS有限元软件非线性仿真艇囊蒙皮分别在超压300,500,800 Pa载荷下的各点环向的Von Mises应力状况.仿真结果与理论模型计算的应力值基本保持一致,飞艇艇囊蒙皮环向Von Mises应力呈现随压差梯度增大而递增的规律,而轴向Von Mises应力大小由环向Von Mises应力、蒙皮局部经纬向曲率共同决定,且两方向的Von Mises应力均与超压载荷大小成正相关关系,为飞艇艇囊蒙皮超压应力评估和强度计算提供基础性研究.     

平流层飞艇蒙皮材料织物纤维拔出过程分析

平流层飞艇高度以及昼夜温差改变,都将引起飞艇内外压差有很大的变化.飞艇蒙皮承力层纱线拔出是其撕裂现象的细观过程,对飞艇耐压能力有着重要的影响.对某平流层飞艇蒙皮材料织物层进行细观力学建模,通过研究纱线拔出过程力的变化,并与试验结果对比,指出整个拔出过程可以分为近似线性增长阶段和振荡阶段,两阶段过渡点纱线拔出力的大小对于蒙皮材料撕裂扩展性能有着重要意义.同时,平流层紫外和臭氧等复杂环境,通过对织物纱线表面老化,降低其表面性能,从而使得最大拔出力减小,飞艇耐压能力降低.     

203所时频产品“全家福”精彩亮相2015年全国时间频率学术会议CSCD

9月24日-25日,2015全国时间频率学术会议在北京隆重召开. 中国计量院、清华大学、北京大学、武汉物数所、国家授时中心、上海光机所等50多家单位的280余名专家学者前来参加了会议. 为纪念原子钟60周年,航天203所冯克明所长作了大会特邀报告《北斗二代星载原子钟最新进展》.     

平流层飞艇热力学验证温度测量方法研究

平流层飞艇的热力学分析是平流层飞艇关键技术之一。针对热力学分析的工程验证及模型完善,提出了适合于平流层飞艇的艇囊内气体及囊体表面的温度测量方法,包括采集点的分布,传感器的选型,数据传输和处理及数据准确性评价等。经过两次平流层飞艇的缩比飞行试验,对比同艇发放的探空仪采集的温度数据,验证了该方法测量到的数据的准确性。     

某飞艇纵向气动估算及试验验证

针对某一具体的飞艇,在缺少风洞吹风数据的情况下,利用现有气动力手册中的工程估算公式,对飞艇作了气动力估算;采用飞艇的小扰动线化方程,进行本体特性分析.飞艇的小扰动线化方程从低速飞机的线化小扰动方程获得.在Matlab软件中的simulink工具箱中,进行了PID控制律的数字仿真;通过反复迭代循环,观察系统的时域响应,根据最后的响应结果,设计了其定高飞行的控制律;最后进行了真实的飞行试验.试验完成了飞艇自主远距离往返飞行,共飞行时间达20?min,指令飞行高度为300?m.将试验和理论结果进行比较,吻合较好,表明高度控制律设计合理,气动估算可行,有实用价值.     

美国早就发生过“罗斯韦尔”事件

1942年2月24日夜晚,美国洛杉矶上空突然出现了大批不明飞行物,美军地面部队立即用防空高射炮进行射击,但却无一命中目标.由于此时距珍珠港事件不久,美国军方认为不明飞行物是日本的秘密武器,它们可能是军用气球、小飞艇或是日军心理战武器.不过军方情报部门在经过仔细调查后,发现这并不是敌人的什么秘密武器,他们在递交给罗斯福总统的报告中明确指出"不明飞行物十之八九来自外太空".