“新谢泼德”再次试飞

<正>1月23日,蓝源公司对其"新谢泼德"亚轨道飞行器进行了第10次试飞,代号NS-10。飞行器于美东部时间10时05分从位于西得克萨斯的试验场起飞。乘员舱飞到了106.9公里的最大飞行高度,于起飞后10分15秒乘降落伞着陆。推进舱则在此之前约3分钟实现了有动力垂直着陆。"新谢泼德"上次试飞是在去年7月18日,当时测试了乘员舱的中止发动机。     

航天飞行器铸件舱段结构快速设计方法

为提高航天飞行器铸件舱段在方案论证阶段的结构设计效率、设计质量和迭代效率，基于航天飞行器复杂曲面结构特点对铸件舱段结构特征参数进行研究，提出曲线比率法以描述纵筋参数化布局；定义骨架模型发布元素，以实现铸件舱段的Top-Down设计。提出航天飞行器铸件舱段结构快速参数化设计方法，通过定义特征命名规则和创建特征集合实现建模规范化，通过封装舱段设计知识实现设计快速化，通过创建特征参数和公式实现特征参数化。通过建立交互式铸件舱段结构快速设计环境，实现铸件舱段结构的快速实例化、快速修改，并以航天飞行器铸件舱段为例验证了所提方法的可行性和有效性。      

新谢泼德试飞,距太空游又近一步

<正>美国东部时间2019年5月2日上午,亚马逊创始人杰夫·贝索斯创办的蓝色起源公司第十一次试飞新谢泼德亚轨道火箭并取得成功。在这次试飞中,火箭和乘员舱在升空大约10分钟后安全降落在蓝色起源公司位于得克萨斯州西部的设施中。新谢泼德火箭系统达到距地面约105公里的高度,超过了公认的大气层边界。"新谢泼德"的此次发射依然没有搭载任何人类乘客。虽然迄今为止还没有人乘坐过新     

大飞机乘员舱热载荷的工程估算方法

大飞机乘员舱热载荷是指当维持大飞机乘员舱内温度、湿度恒定时,单位时间内传入(或传出)的净热量,它是确定大飞机温度调节系统能力的依据.在查阅国外25种大飞机环境控制系统相关文献的基础上,提出了大飞机乘员舱热载荷的两种工程估算方法为:大飞机乘员舱热载荷与乘员数之间良好的线性关系,在确定乘员舱人数的前提下,采用工程估算模型1可以估算出乘员舱热载荷;大飞机乘员舱全舱结构壁传热系数为2.45~7.97W/(m²·℃),平均值为4.93 W/(m²·℃).在环控系统初步设计时,如有乘员舱外形和构想,采用工程估算模型2也可简便地估算出乘员舱热载荷.研究成果为大飞机的研制提供一定的理论指导.     

现有的太空救援模式

<正>航天飞行是一种非常危险的飞行形式，具有合理可靠性的救援/逃生系统，可以大大提高航天员的生存能力。那么，救援系统可以在哪些情况下发挥作用呢？逃逸塔与滑翔返回发射前和上升段的逃逸救生主要手段是逃逸火箭。它安装在火箭顶部的逃逸塔里，或者是整流罩的侧面。一旦发生事故，火箭将整个乘员舱从运载火箭里“拔”出去，然后抛掉整流罩，用飞船本身的降落伞着陆。     

固液火箭冲压发动机工作性能分析

固液火箭冲压发动机兼具固体火箭冲压发动机和液体燃料冲压发动机的优点,为了研究其性能,建立了理论分析模型,计算了设计点性能以及非设计点工作特性.结果表明,固液火箭冲压发动机的比冲高于固体火箭冲压发动机,当液固比为1时,比冲提高1.82倍,液固比越大,比冲越高;随余气系数的增加设计点比冲先增加而后减小;非设计点比冲随飞行马赫数的增加先增加而后减小,对应不同的飞行高度,有一个临界点使比冲最大,高度越低临界点马赫数越小;推力系数随飞行高度的增加而增加,低马赫数下的比冲随飞行高度的增加而减小,高马赫数下的比冲随高度的增加先增加而后减小.按等余气系数调节燃油流量会使发动机性能变化较大,要获得稳定的飞行性能应研究其他的加热规律.     

多舱段载人航天器氧分压控制仿真分析

为确保乘员安全性,载人航天器需通过氧分压控制系统将密封舱内的氧分压控制在指标范围内.提出了一种两舱段载人航天器密封舱氧分压控制系统数学模型,包括密封舱体、乘员、供氧组件、舱间通风(IMV)等多个子模块.通过与相关试验数据进行对比,证明了数学模型的准确性.针对由两个容积为60 m3密封舱组成的组合体,利用该模型分析了乘员驻留位置、舱间通风量、氧分压监测模式对两舱氧分压的影响.结果表明:当舱间通风量为0.5 m3/min 且6人驻留在氧分压非主控舱时,两舱氧分压上限差别达到2.2 kPa.两舱氧分压差别会随着舱间通风量的增加而减小.单舱监测模式和两舱监测模式对两舱氧分压影响并不显著,当舱间通风量超过1.5 m3/min时,两种控制模式的氧分压控制效果趋于一致.      

空间站乘员睡眠区二氧化碳聚集现象

为了分析乘员在没有良好通风的压力舱内停留时,呼出CO₂的聚集过程并评估其可能导致的医学危害,建立了乘员在特定空间站睡眠舱的计算流体动力学模型,对乘员在睡眠区的呼吸过程进行了非稳态模拟.模拟中乘员的CO₂呼出浓度和肺通气量根据生理实验随CO₂吸入浓度变化.通过模拟给出了睡眠区典型位置处CO₂分压随时间的变化规律.最后提出了无通风条件下乘员在睡眠区停留的最大容许时间,睡眠区CO₂浓度监测仪的布置原则和类似情况下为保障乘员生命安全可采取的一些措施.      

国外动态

<正>猎鹰-9火箭发射货运龙CRS-27飞船3月15日，太空探索技术公司（Space X）的龙-CRS-27(Dragon-CRS-27)货运飞船搭乘猎鹰-9(Falcon-9)火箭发射升空，执行该公司第27次“国际空间站”（ISS）商业补给服务。3月16日，飞船顺利对接和谐号节点舱。此次任务共发射7个航天器，包括“龙”（Dragon）货运飞船和6颗搭载发射的小卫星，为“国际空间站”运送约2852kg货物，包括乘员补给、科学实验设备和材料等。     

美“新谢泼德”亚轨道飞行器首次试飞

正2017年12月12日,蓝源公司在西得克萨斯试验场对其"新谢泼德"亚轨道飞行器的一个新型号成功进行了首次试飞。该公司由亚马逊公司首席执行官贝佐斯创办。在这次代号为"7号任务"的试飞中采用了新推进舱和新乘员舱。试飞最大高度接近100公里,上升段最大速度为2.94马赫。推进舱实施了有动力垂直着陆,乘员乘降落伞下降,起飞后10分06秒降落。     

收发一体式无线电高度表设计

为了满足中小型掠海飞行器对无线电高度表的需求，基于IVS948模块设计了一种收发一体式无线电高度表。采用线性调频连续波体制，分析对比了锯齿波和对称三角波调制信号对测量高度的影响，并对其它主要参数的选取进行了计算和分析；对软件运行流程中各个工作模式的关键环节进行了具体说明，并将FFT-CZT算法引入高度测量中。经过对工程样机的带飞试验，其测量数据与GPS差分高度数据相一致。结果表明，该型高度表工作可靠，测量数据可信，精度高，可用于中小型掠海飞行器的飞行控制系统。     

多舱段载人航天器CO2去除系统性能仿真分析

多舱段载人航天器通常由主控舱段利用舱间通风对组合体空气环境参数进行集中控制.利用Ecosimpro建立了一种多舱段载人航天器CO₂去除系统性能仿真分析模型,包括舱体模块、乘员模块、CO₂净化模块、舱间通风模块,并对三舱段载人航天器CO₂去除系统性能进行了计算分析.结果表明,当净化装置进风量为0.007 2 kg/s,非主控舱段驻留人数达到6人时,会造成非主控舱段CO₂分压超出700 Pa的指标上限.此时增大舱间通风量对降低非主控舱段CO₂分压的效果并不明显,有效的控制方式是增大净化装置进风量.当净化装置进风量增加至0.011 3 kg/s时,非主控舱段CO₂分压可降至700 Pa以下.该工作有助于加快载人航天器空气环境控制系统的设计和改进流程.     

子午工程气象火箭探空仪及其探测结果

研发了一种采用GPS体制的气象火箭探空仪, 此种探空仪采用超小快速响应型珠状负温度系数热敏电阻温度传感器、压阻式硅气压传感器和GPS接收机. 与其他类型的气象火箭探空仪相比, 具有温度、气压、密度、风场等气象要素测量准确度高, 遥测接收设备简单便携, 发射前的准备工作简单, 系统可靠性高等优势, 并在子午工程发射试验中实现成功测试.      

Preliminary results of a meteorological payload being developed by IITM

A meteorological rocket payload developed at the Indian Institute of Tropical Meteorology (IITM) using thermistor as a temperature sensor was flight tested on RH-200 rocket at Thumba (08° 32'N, 76° 52'E), India, during February/April 1982 on four occasions. The corrected data obtained with this payload are compared with Russian rocket, M-100, data. The temperature profile obtained with IITM payload is warmer above 45-km, as compared with M-100 temperature profile, on all occasions. Meridional and zonal winds also agree up to 45-km level. Temperature records show a wave pattern varying in amplitude and frequency in the 20 to 45-km range.     

全二维气相色谱用于航天煤油组成的研究

利用全二维气相色谱,结合飞行时间质谱和火焰离子化检测器,对航天煤油组成进行了定性和定量分析,根据试验结果分析了族组成、碳数分布与航天煤油性能之间的关系。研究结果表明：该航天煤油主要由异构烷烃、单环环烷烃、双环环烷烃组成,具有高燃烧值和良好的稳定性。研究结果可以为航天煤油组成的分析和优化提供依据。     

高升阻比乘波体外形设计及气动特性计算研究

采用数值模拟方法研究在设计点(马赫数6,迎角0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性,以及在非设计点时该乘波体的气动特性,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性.研究表明:基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时,可得到乘波体最大升阻比为3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案;分析提出了进一步提高该乘波体气动布局升阻比的有效途径.      

Supernova remnants

Optical observations of young supernova remnants can give information on the abundance structure of the supernova ejecta, from which properties of the supernova explosion can be deduced. Young remnants also act as laboratories for fast shock wave phenomena. Observations of X-ray and optical line emission show that while a collisionless shock wave does form, it is far from thermal equilibrium. Some young remnants are promising candidates for particle acceleration in shock waves, while in other remnants a central compact object is probably responsible for particle acceleration.