超低轨航天器气动力分析与减阻设计

轨道降低,航天器受到的气动力增大,气动力对航天器影响显著。考虑自由分子流态 下的超低轨航天器,利用分割法把简单外形的航天器分割为几部分,分别计算各部分的气动 力,然后相加获得总的气动力效果;通过对平面的气动力进行计算分析,提出了超低 轨航天器的减阻设计方法;结果表明：当轨道高度降低到250 km左右时,航天器受到的气动 阻力比500 km高出约2个数量级;一般情况下,超低轨航天器应采用细长体构型,减小迎风 面积;侧面积引起的航天器阻力已经不可忽略,应采用侧面光滑技术,减少侧面阻力;当超 低轨航天器长细比超过一定限度后,随着长细比增大,大气阻力升高。
     

充气式再入航天器总体方案及关键技术初探

充气式再入航天器是一种新型的再入航天器,可实现载人航天和行星探测任务中的行星大气再入,具有系统简单、质量小、气动加热低和可适应不同外形的再入载荷等优点。文章介绍了充气式再入航天器的国际发展现状,并对充气式再入航天器的总体方案进行了初步分析。参考俄罗斯的充气再入与降落技术(inflatable re-entry and descent technology,IRDT)设计先例,提出了充气式再入航天器的构型方案,并针对该构型进行了基于计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)的气动力和热仿真分析。计算采用了迎风格式的层流模型,基于密度进行求解。文章还基于国际空间站的运行轨道,开展了再入轨道的设计,最后对再入气动特性分析、柔性热防护材料、布局与折叠包装和充气机构设计等关键技术提出了初步建议。     

地基光学图像中本体-帆板结构航天器姿态估计方法

提出一种利用地基光学图像估计空间目标姿态的方法。针对本体-帆板结构航天器外形结构特点，定义了一种不易遮挡的两轴结构特征，设计了地基光学图像中该特征的提取方法；根据航天器成像过程建立了特征点二三维几何投影方程，实现了航天器三维姿态的解算。利用单站序列图像，可获得航天器姿态变化角速度信息。在轨航天器的试验结果表明，本方法能有效地从地基光学图像估计出航天器姿态。     

利用并行八叉树划分技术开展复杂构型航天器放气污染分析研究

放气污染对航天器造成的有害影响需要定量评估。放气产物分子的输运过程可以采用Monte-Carlo方法模拟,并用射线表示放气分子输运轨迹。如此一来,即转换为射线追踪问题。由于航天器构型复杂,射线追踪的计算很耗时,所以有必要研究其加速算法。文章将复杂构型航天器表面用三角形非结构网格表示,利用八叉树划分技术开展分子运动轨迹与表面相交的加速模拟计算。同时,在基于共享内存多核计算平台,利用OpenMPAPI软件实现了计算的并行化。该方法在对空间站的实例计算中显著提高了运算速度,并对空间站的污染情况进行了初步评价分析。     

超低轨航天器气动设计与计算方法探讨

对于运行在150~300km高度的超低轨航天器,气动力是轨道与姿态控制须考虑的主要扰动因素。文章首先剖析了超低轨航天器气动构型的关键要素,提出了本体截面与长细比、翼面形状与布局的设计准则;从来流特性、气体-表面作用、航天器物理特性3个方面阐述气动建模的内容与方法;综合运用射线跟踪平板(RTP)与试验粒子蒙特卡洛(TPMC)2种自由分子流模拟方法,提出一种适合工程应用的气动计算与飞行仿真流程。最后,以重力梯度测量卫星为实例,开展了初步的方案设计、模型确认与方法探索,验证了气动建模与计算流程的正确性。文章所提出的气动研究思路,对超低轨航天器的气动设计、计算等工作,均具有一定的参考意义。     

图像信息反馈的目标航天器跟踪控制方法

定义目标航天器图像形心与像平面中心为跟踪误差,并将该像平面误差直接引入跟踪控制闭环,提出一种增益切换的目标航天器跟踪PD控制律,在由推力器开关控制特性定义开关函数的基础上,给出PD控制器增益切换策略。由于直接使用目标航天器在像平面中的视觉特征误差量,避免了视觉相机内参数标定和目标航天器位姿信息求解等过程,简化了服务航天器的系统配置,同时控制器增益切换实现对测量误差、推力器偏差、转动惯量偏差以及干扰力矩等多种不确定性因素进行补偿,提高了跟踪控制系统稳定性及抗干扰性能。最后,基于Lyapunov稳定性理论给出控制器参数估算方法,并理论分析了增益切换PD控制律的收敛性,数学仿真表明该控制律能够对复杂机动目标以及考虑多种不确定性因素等情况进行快速跟踪,校验了视觉跟踪控制策略的有效性及对多类型不确定性的鲁棒性。     

采用平行构型变速控制力矩陀螺群的航天器姿态控制

研究了平行构型变速控制力矩陀螺群的控制律及其在航天器姿态控制中的应用。首先建立了以变速控制力矩陀螺为执行机构的航天器姿态动力学模型，并给出了全局渐近稳定的姿态反馈控制律。将每一对框架平行的陀螺作为独立的单元控制，引入了与控制力矩陀螺的框架运动相关的动坐标系，在此基础上给出了控制力矩陀螺的一种控制律。此控制律使陀螺群在奇异状态下仍具有可控性，并且力矩误差在动坐标系的某一方向始终为零，从而利用共轴的构型特点和陀螺转子的可变速性补偿控制力矩陀螺的力矩误差，使变速控制力矩陀螺群的输出力矩与期望的力矩相等。最后以双平行构型为例，对航天器的姿态稳定控制进行了数值仿真，并给出了一种控制力矩的分配方案。仿真结果证明了控制律算法的有效性。     

类乘波构型机身的设计及钝化对其性能的影响

综合考虑理想乘波体的优缺点,设计了一种类乘波构型高超声速飞行器机体并针对其布局特点进行了钝化。按照等总压恢复系数原则设计二维前体,二维后体下表面和侧缘分别采用三次曲线和"上反"形式,得到了具有较好气动性能的类乘波构型机身。根据这种类乘波构型边缘线的特点,分别对前缘和侧缘进行了钝化。前缘采用了增加材料的钝化方法,钝化曲线为圆弧曲线;针对侧缘提出了一种基于三次Bézier曲线的钝化方法,这种钝化方法同时对侧面的上边缘和下边缘进行了处理,不仅保证了侧面连续光滑,而且增大了机身的容积。采用数值模拟方法研究了该钝化方法对这种类乘波构型气动力和气动热性能的影响。数值计算结果表明,钝化对气动力影响较小,对气动热影响较大,边缘钝化使升阻比降低了13%,但最大热流密度减少了77%。研究结果表明,这种钝化方法较好平衡了类乘波构型高超声速飞行器的气动力和气动热性能,可以为高超声速飞行器的外形设计提供参考。     

基于STL文件的航天器固壁辐射热流计算方法

针对STL文件在传递复杂几何实体模型信息方面具有精度高的特点,提出了一种基于STL文件计算航天器固壁辐射热流的方法,给出了STL文件的数据格式及其内容约定。根据面元间的位置关系对计算单元进行网格加密。利用有限元法计算角系数,详细阐述了基于STL文件进行复杂结构的遮挡判断方法。计算结果表明,方法的计算精度和计算效率高,遮挡判断方法准确高效。
     

推力器布设对控制误差的影响分析

航天器推力系统发动机数目及其构型的选择直接影响控制系统的精度和完成要求任务的燃料消耗量.对航天器六自由度控制的推力分配问题进行了研究,参考卫星导航系统中几何精度衰减因子的定义,提出了发动机构型精度衰减因子的概念,用于定义发动机相对几何关系引起的执行误差与分配误差间的比例关系.通过矩阵理论分析得到了构型精度衰减因子随参与分配发动机数目增加而增加的结论,并通过仿真计算对相关结论进行了验证,为航天器发动机数目及其构型的选择提供了理论参考.     

基于气动辅助变轨的变气动外形飞行器概念研究--最优控制律问题

从一个天地往返飞行器的上升轨道和再入返回轨道的优化，以及适用不同飞行任务的变轨要求的气动外形问题，提出一项基于气动力辅助变轨的变气动外形飞行器的新概念研究。对于一个固定气动外形飞行器要同时满足上升轨道有效载荷最大和再入轨道热流峰值、过载峰值及机动性能约束下的成本最低往往是困难的。若同时满足不同飞行任务：飞往太空站的运输任务，空间拦截和交会机动巡航任务及星际探测任务，则更为困难，实际上是不可能的。文章研究基于气动力辅助变轨，在热流约束下，气动外形参数变化对最优控制的影响。其结论为：热流约束下的最优控制解，包括考虑推力协同变轨，除了在非约束弧的滚转角不直接受气动外形影响外，其余的控制律，升力系数和滚转角都是气动外形参数和攻角的函数。因而变气动外形可作为一项新技术，即通过气动外形参数变化和相应的变轨策略而获得性能和成本都最佳的用途很广的一种新型飞行器。     

典型再入返回器气动特性对比与改进研究

返回器气动特性研究对宇宙飞船的研制起着先导和制约作用。文章对Apollo、CEV和类Soyuz这3种典型的轴对称钝头体再入返回器气动布局进行了气动特性的对比分析,发现与Apollo、CEV相比,类Soyuz外形的升阻比偏小,无法满足以第二宇宙速度载人空间再入返回的要求。在此基础上研究了几何参数（包括倒锥角和球冠半径）变化对类Soyuz外形返回器气动性能的影响规律,从中得到类Soyuz外形的改进方向,提出了一种以类Soyuz外形为基础的改进设计外形,并对该外形的升阻特性、稳定性和配平特性等相关气动特性进行了分析。研究表明通过对几何外形参数的调整优化来提高类Soyuz外形的升阻比,从而达到以第二宇宙速度再入返回的升阻比要求,这样的技术途径是可行的。     

飞行器再入姿态双环滑模控制及其逻辑选择

应用滑模控制设计了一种飞行器再入姿态控制方法,这个控制器应用两环的滑模控制方案,可以获得对角速度及角度的同时跟踪并具有较好的鲁棒性和解耦性能。针对飞行器再入姿态的动力面与反作用混合控制的特点,运用优化控制选择配置算法把控制力矩指令配置为末端受动器的控制指令,分别由动力面与反作用致动器执行。再入姿态仿真验证了该方法的精度、鲁棒性以及解耦的跟踪性能及有效性。     

与流体回路耦合的空间辐射器流动/传热分析

流体回路作为一种主动热控技术,在载人航天器及空间站上发挥着重要的作用。作为航天器的对外散热界面,辐射器与流体回路之间往往存在直接热耦合关系。在进行简单理论分析的基础上,针对载人飞船的圆筒形辐射器,实现了流体回路与辐射器流动/传热及外热流计算的集成分析,反映了典型工况条件下辐射器的温度水平及外热流对流体回路流量分配和控温过程的影响。     

基于输入成型法的空间站变构型过程挠性振动抑制策略

针对空间站组合体变构型引起的挠性附件振动问题,将航天器大角度机动中用于抑制挠性振动的输入成型思想引入到变构型过程中,提出一种新的变构型策略。首先根据拟坐标拉格朗日方程建立组合体变构型动力学模型,然后采用零振动和零微分法(ZVD)和级联法求出变构型系统的输入成型模型,最后根据初始变构型策略的特点和期望构型的约束确定新的变构型策略。将基于输入成型的变构型策略应用于组合体变构型时,仿真结果表明,由变构型引起的挠性振动得到显著抑制,各阶振动的最大振幅可以抑制到原来的10%～20%,对低阶振动抑制效果尤为明显。     

大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析

采用直接模拟蒙特卡洛（DSMC）方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。     

基于ProE的航天器三维屏蔽与辐射剂量评估方法研究

为准确评估结构异常复杂的航天器内部遭遇的辐射剂量,本文将直线近似原理和ProE工程软件相结合,自主开发了一种新型的航天器三维屏蔽与辐射剂量评估方法。利用本方法对立方体、球、平板等简单几何体内部的屏蔽厚度和辐射剂量进行了分析计算,计算结果表明基于ProE的三维屏蔽与辐射剂量计算方法是可靠的。结构复杂程度相当于中等规模航天器的模型计算结果表明,本方法能够较高效的分析评估复杂航天器内部遭遇的屏蔽厚度和辐射剂量。
     

Unloading law for a LEO spacecraft with two-gimbals solar array

The purpose of this paper is to present a modified cross-product unloading law that can be used to provide an open-loop compensation control design to counteract the predominant effects of the gravity gradient torque. The modified cross-product unloading law, is successfully applied to a three-axis stabilized, nadir-pointed LEO spacecraft with two-gimbals solar array. The variation of the two solar array orientations can significantly change the spacecraft's moment of inertia during the nominal operation mode, which can produce significant momentum accumulation in the roll–yaw body plane and cause large yaw pointing error. A rigorous study of momentum management performance capability has been conducted by using a high-fidelity performance simulation software that contains models of four environmental disturbance torque (gravity gradient, aerodynamic, solar, and magnetic). The simulation results show that the proposed momentum unloading control law has enabled a substantial reduction in the maximum accumulated roll momentum, which results in improving the pointing accuracy of the LEO spacecraft enormously.     

利用气动减速的国外深空探测器热控设计特点分析

气动减速技术能在耗费较少燃料的情况下,使探测器顺利进入预定环绕轨道.面向气动减速技术的深空探测器迎风面需要承受较高的气动热负荷与气动力,使得迎风面热控材料的耐热与耐冲击能力成为探测器设计的关键.文章对国外相关应用实例进行了调研和综述,并在此基础上总结了此类深空探测器热控系统的设计特点,可为气动减速技术在我国深空探测任务...