人员运载系统简介

人员运载系统(PLS)是NASA约翰逊航天中心正在研究的一种小型运载器,它的任务是往返于自由号空间站与地面之间,担任人员和贵重货物运输任务,以弥补目前的航天飞机在这方面的不足。 NASA目前正在考虑把用于从自由号上运回陷入困境或受伤的宇航员的一种救援飞行器改装成PLS。这种救援飞行器称作确保机组返回能力(ACRC)飞行器,它可能是NASA的一个指令性项目。ACRC的候选     

亚轨道飞行器返回轨迹快速优化

快速、准确、鲁棒的轨迹生成方法可以增加任务的安全性与可靠性,极大地降低成本。针对亚轨道飞行器返回段特点,引入"伪控制量"、"末端进场走廊"等概念,分别采用高斯伪谱法和向前拉道伪谱法进行了返回轨迹快速优化研究,比较了两种伪谱法在处理复杂问题时的能力。仿真结果表明,向前拉道伪谱法不适合处理含控制量约束的问题,而高斯伪谱法在满足各种约束条件下,能够快速准确地生成亚轨道飞行器返回轨迹,同时验证了结果的可行性与最优性。     

美国正在探索新的突防技术

一、研究增强洲际弹道导弹突防能力的各种技术空军弹道导弹局计划于1985财年对可以提高弹道再入和机动再入飞行器突防能力的各种技术和系统进行研究。目前已提出的研究项目包括:1.用各种有源和无源的电子方法改进再入飞行器(包括本体和尾流)的特征,使苏联的防御失效;2.用反模拟技术改进再入飞行器的可观察度;3.抑制再入飞行器尾流或增强有关突防装置的尾流;     

图片新闻

2009年3月31日，欧航局与俄罗斯生物问题研究所宣布“火星-500”计划的105昼夜模拟火星飞行试验正式启动。6名乘员将被封闭在生物医学研究所模拟舱内，模拟火星任务中的所有环节，如飞往火星、围绕火星轨道运行、在火星表面登陆以及返回地球。试验期间，乘员们只能彼此间进行人际交流，如果要和亲人和朋友进行语音交流，则必须通过一个模拟的飞控中心进行，飞控中心和模拟飞行器之间的交流会有20分钟的时间延迟。     

空间双机容错计算机系统研究

为在资源有限的条件下，最大限度地实现长寿命空间飞行器计算机系统的容错，同时又能达到所要求的性能，提出了一个模块化的双机容错设计方案。采用热冗余比较方式，软硬件组合实现系统的容错管理，可保证在某个资源或包含该资源的模块发生故障时，不会导致整个系统的失效，并具备模块级重构能力，从而实现系统的资源共享。不同冗余系统可靠性分析和有关测试结果表明，所设计的双机容错系统性能满足有关要求。     

返回器着陆缓冲技术途径综述

返回器在着陆或着水瞬间将受到一定的冲击载荷,为了保护宇航员及器上产品的安全,返回器需要具备着陆缓冲能力。文章对返回器当前主流的着陆缓冲方式进行了分析和比较,包括主结构着陆缓冲、海面溅落式缓冲、气囊式着陆缓冲、反推发动机着陆缓冲等,并对月地高速再入返回飞行器、MPCV和CST-100等典型返回器的着陆缓冲设计及验证进行了分析;另外,还对着陆腿式着陆缓冲、反向重构式着陆缓冲、充气隔热罩着陆缓冲等返回器新型着陆缓冲方式进行了详细介绍。对返回器的各种着陆缓冲方式进行了分析、归纳和比较,并根据分析结果给出了返回器着陆缓冲途径研究的启示与建议。     

升力式飞行器最短返回时间离轨点设计方法

针对升力式飞行器升阻比较大、横向再入机动能力较强的特点，提出了一种综合考虑着陆场位置、返回时间和离轨燃耗约束的最短时间离轨点设计方法。首先，在飞行器运行轨道和着陆场位置给定的条件下，求解了着陆点与星下点轨迹的最小横向距离，并考虑位置及时间约束，根据再入可达域参数确定了再入航程角和再入时间范围。其次，考虑离轨燃耗约束，推导了再入角给定时离轨航程角和离轨时间的解析计算方法，采用牛顿迭代法求解二者取值范围。最后，依据离轨段及再入段航程角范围确定了离轨窗口，用非线性优化方法求解了返回时间最短的离轨点位置。数值仿真表明，所提方法能实现多约束下的飞行器最短返回时间离轨轨道计算，具有较好的适应性，可为航天器离轨方案设计提供参考。     

美军发射X-37B轨道验证飞行器

近期美军发射了X-37B轨道验证飞行器。飞行器的载荷、实验和计划的轨道运行细节均被列入机密范畴。X-37B是一次无人飞行试验,旨在验证新设备、传感器和材料在太空中的状况,并关注它与卫星和其他运行系统协同工作。飞行器计划在范登堡或爱德华空军基地着陆。     

“联盟号”乘员安全返回飞行器的工作方案

乘员安全返回飞行器(简称 ACRV)可以为自由号空间站上的宇航员提供几种重返地球的方法。经研究各种飞行器的结构和系统方法,美国决定把俄罗斯“联盟号”T·M 宇宙飞船作为进一步研究供自由号空间站临时使用的飞行器的样板。联盟号乘员安全返回飞行器(以下简称联盟号)工作方案的主要目标是:最大限度地利用现有的、非专用的资源。关键问题在于确定任务的最佳配合(美国与俄罗斯之间)。比较好的办法是由美国充分监督和指导以确保任务的安全、成功,同时又要与俄罗斯正在进行的工作相协调,利用其现有的专业技术和基础知识。联盟号的地面、飞行和协作工作的初步方案已经制订出来,下面要论述当前联盟号工作方案的主要特点,包括发射前的工作、飞行控制、训练和搜索救援工作。     

类Clipper再入返回飞行器气动特性分析

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。     

日本计划研制返回式飞行器

日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）已对基于H—Ⅱ转移飞行器（HTV）的货物返回飞行器的可选方案进行了分析，最终选定了使用大型返回舱的概念设计，因其具备更大有效载荷运送能力而更加经济。如果批准这一方案，设计工作将从2007年4月开始，首次试射定为2011年。     

空间飞行器自主诊断重构的理论和方法

面向我国深空探测任务对空间飞行器安全可靠自主运行提出的迫切需求，研究了空间飞行器自主诊断重构技术。针对空间飞行器诊断重构能力确定于设计之初、受制于有限资源等特点，提出了着力于系统评价设计过程的自主诊断重构方法。首先，分析了国内外研究现状并梳理了后续的待突破难点。其次，以可诊断性与可重构性理论为指导，提出了正常模式与故障模式一体化设计方法、故障诊断与系统重构一体化设计方法，在设计阶段通过资源配置和诊断重构方案的综合优化实现系统诊断重构能力最大化。然后，提出了基于能力在轨评估的诊断重构方案动态调整方法，在运行阶段通过诊断重构过程的自适应调整保持系统最优状态，进而从全寿命周期提升系统的诊断重构能力。最后，进行了总结与展望。     

环月飞行器返回轨道设计与优化

针对传统月地返回轨道设计方法在从初始轨道直接转移的局限性，提出一种基于Lambert问题的月地转移轨道设计方法。该方法重新选取了轨道约束参数，并在笛卡尔坐标系下建立了返回轨道动力学模型，并基于该模型全面分析了返回轨道关于约束参数的变化特性。此外，针对带有约束条件的返回轨道优化设计问题，提出了快速收敛的函数构造法，并给出了有效的目标函数形式。以某一在轨环月飞行器的轨道参数作为初始轨道进行返回轨道计算，结果验证了所提出返回轨道设计方法以及函数构造法的有效性。     

轻小型再入飞行器发展研究

为实现深空探测无人取样返回任务,目前国外普遍采用轻小型化返回飞行器,并已取得较大成功。文章概述了星尘号、起源号和隼鸟号3个典型深空高速再入返回器的情况及技术特点,在此基础上分析了我国开展轻小型再入返回器研究的技术需求及发展建议,指出需要在高速再入返回气动技术、轻小型高速再入返回热防护技术、超声速降落伞回收技术、轻小型机构与综合电子技术等方面进行突破。     

国外主要新型可复用运载器发展概况

近10多年来，各国可复用运载器（RLV）的发展步伐很快，计划持续不断，方案层出不穷。美国、欧洲、俄罗斯、日本和印度的发展尤其引人注目。其中，美国航天运输或运载计划的调整和X系列试验飞行器的研制，欧洲未来运载器计划和“预先”X试验飞行器的研制，     

一个数字地形跟随系统的飞行试验

先进的战斗机技术综合（ＡＦＴ１）／Ｆ－１６计划，为现在和未来的飞行器研究、发展、飞行试验和论证了新的技术。目前ＡＦＴ１／Ｆ－１６正为近距离空中支援任务探索先进的技术。空防对飞行器完成该任务的威胁令人可怕，为避免被探测，需要飞行器在恶劣的气候、夜间及极低的高度飞行。典型的地形跟随（ＴＦ）系统，应用了高功率前视雷达，扫描预定飞行航迹中可视航线内的地形。现已开发出一个可替代的ＴＦ系统，它利用了一个与下视     

美国X—38计划与翼伞返回系统

文章介绍了美国X-38计划及其翼伞返回系统的概况，分析了历次空投试验翼伞返回系统的状况、工作过程、出现的反翘现象等。     

飞行器姿态系统变结构控制的研究

对于具有纯延迟、惯性和由开关控制的非线性飞行器姿态系统，本文提出了采用解耦变结构控制的方法。计算机仿真结果表明，本方法行之有效，具有优良的鲁棒性，设计方法简单和易于实现数字控制等优点     

弹道式再入飞行器以配平攻角状态返回的轨道计算原理及相应的控制要求

弹道式再入飞行器一般为轴对称旋成体,但其质心可以偏离对称轴。我们称通过飞行器质心和对称轴的平面为飞行器的对称面。这种飞行器以配平攻角状态返回时,不仅要求其相对于地球的飞行速度矢量平行于飞行器的对称面、飞行攻角恰等于配平攻角,而且要求其相对于质心的转动角速度矢量垂直于飞行器的对称面,能使飞行器的姿态跟随飞行速度矢量的改变。基于上述考虑,本文给出了这种飞行器以配平攻角状态返回的轨道计算原理及相应的控制要求。     

地外探测取样容器再入过程动力学建模及仿真分析

无人取样返回是开展地外星体探测的重要手段之一,也是深入开展未知星体载人着陆探测的必要准备。取样返回飞行器基于不同的技术基础及返回技术发展需求,在再入大气过程中可能采用不同的返回方式,如美国、苏联/俄罗斯和日本的返回飞行器均采用了弹道式的返回方式;中国探月三期的月球取样返回器采用了跳跃式返回方式。在不同的再入弹道情况下,取样容器的受力情况有所不同。由于地外星体取样返回是我国首次开展的一项工程实践,所以尚未有针对该问题开展专项的动力学建模及相应的仿真分析。文章对样品容器在返回过程中的力学环境进行建模,分别沿轴向和法向建立样品容器的动力学模型,以典型再入弹道条件下样品容器的受力情况为研究对象,对样品容器准静态和考虑动态振动环境条件下的受力情况及运动进行分析,获得样品容器在返回过程中的动力学特性,为取样返回容器的设计提供参考。