航天发射用磁悬浮助推发射系统概念研究

针对日益增加的航天发射成本问题和安全、可靠、低成本航天发射方式的需求,阐述了磁悬浮助推发射概念及其优越性.初步分析了磁悬浮助推发射系统组成及各分系统功能.通过比较电磁悬浮(EMS)和超导电动(EDS)两种磁悬浮系统性能,结果表明EDS是更适合于磁悬浮助推发射的磁悬浮系统方案.通过助推发射能量需求初步分析,直线电机加速能量供给系统是难题之一,需要重点解决.采用飞行弹道分析方法,说明地面助推水平起飞单级入轨运载器方案的可行性及特点.与其它航天助推发射方式比较,磁悬浮助推发射在提高入轨载荷和降低发射成本方面具有优势.     

高温超导磁悬浮助推技术动态特性的试验分析

磁悬浮技术由于其高性能、低成本特性而被认为是一种较为理想的下一代发射 系统方案.在概念研究方案的基础上建立了一套磁悬浮助推缩比试验系统,针对 缩比试验系统的设计要求,建立动态测试试验分析系统,研究了YBaCuO高温超导体组合与 NdFeB永磁体轨道所构成的磁悬浮系统单元的幅频响应特性、阻尼特性以及悬浮刚度特 性等.试验表明,系统共振频率随场冷位置的提高线性降低,在零场冷时达到最低.系统静 态刚度随悬浮气隙的提高逐渐降低,动态刚度受到场冷位置的影响明显.对磁浮系统 阻尼特性进行的试验研究显示超导系统低频下具有弱阻尼特性,并受振动速度的影响.通过 定性分析磁浮系统的综合动态性能,更好的评估系统稳定特性和品质,为磁悬浮助推发射试 验平台工作的稳定性和可靠性提供基本保证.      

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.      

交流直线电机矢量变换控制软换向方法及实现

分析了磁场定向矢量控制原理,研究了将其应用于交流永磁直线电机的方法与实现途径,建立了基于PC和专用AD/DA板的交流永磁直线电机控制实验系统,采用C语言开发了磁场定向矢量控制程序,由初始化程序得到矢量控制所需的初始化参数,实时中断程序对控制电流进行矢量变换,进而实现对交流永磁直线电机驱动的工作台进行运动控制.通过对初始化阶段电机动子位置、恒定控制电流下A相电流以及电机位置、速度控制的实验数据分析,验证了所研究的基于磁场定向的交流直线电机矢量变换控制方法的有效性.      

同步卫星发射轨道偏差分析

<正> 一、前言本文的目的在于估计卫星入轨前各轨道参数偏差及运载器制导系统,姿态稳定系统工具误差,发动机冲量偏差等对卫星同步的影响,供同步卫星发射轨道方案设计、运载器制导及姿态稳定系统方案分析参考。     

单级入轨运载器推进系统方案分析

选择了九种双组元和三组元发动机系统方案,计算了各种方案发动机的性能和质量。当单级入轨运载器主推进系统由这些发动机组成时,计算和分析了推进系统的组成方式对运载器干质量的影响。计算结果表明,当推进系统全部由三组元发动机组成时,运载器干质量最小。     

串联与并联推进多级运载火箭线性化质量方程

推进系统的改变会影响运载器系统性能,这时要重新安排运载器系统,使其保持在最佳状态来完成空间任务.采用类似于〔1〕的线性化质量模型,分析推导了一次性使用多级运载火箭的串联与并联推进运载器的质量方程,并运用质量方程,对推进剂非交叉供应的并联推进运载器进行了分析,求出了系统设计参数对起飞质量的影响.     

印度的空间运载器

印度的第一枚加大推力卫星运载器(ASLV),由于一九八四年十一月的一次旋风毁坏了设在斯里哈里科塔的整个发射设施,估计一九八六年一月份之前不大可能进行发射,但科学工作者正为早日修复这些发射设施而日夜轮番工作。ASLV 是印度的第一枚应用型运载器。它首先将把一颗重一百五十公斤的改进型罗希尼卫星 SROSS-1送入轨道。该卫星的主要任务是监视运载器的工作性能,评定卫星自身的主要部件的在轨性能,并研究伽玛射线爆发机能。SROSS-2将进行遥感实验,载     

国外新型运载火箭研制计划与发展现状

□□20世纪90年代中期，美、欧、日、俄开始研制新一代运载火箭。至今，这些火箭的研制已取得了重大发展。新型运载火箭的型号种类高达20余种，其中既包括中小型运载火箭，又包括大型或超大型运载火箭。由于具有更高的性能和更低的发射价格，因而新型运载火箭的陆续登场必将对未来的国际航天发射市场产生重大影响。 1 美国“改进型一次性使用运载火箭”计划 1.1 计划背景 1994年，美国空军提出研制“改进型一次性使用运载火箭”（EELV）。其任务是，通过竞争的方式选择方案并在21世纪初研制成功一系列可以代替现役“大力神”、“德尔他…     

捆绑火箭气动载荷分布不确定性分析

针对带捆绑火箭气动载荷分布受飞行状态及本身外形参数变化影响存在波动的现象,提出了依据多项式混沌理论对捆绑火箭气动载荷分布特征进行全局灵敏度分析及不确定性量化的方法,并以两助推构型火箭为例对所提方法进行验证。首先,提出了捆绑火箭气动载荷分布不确定性分析的方法,并给出仿真分析流程。其次,以两助推构型火箭为例对所提方法进行验证,建立火箭气动外形参数化模型,验证气动特性分析结果。最后,对该模型开展影响因素灵敏度分析及载荷分布不确定性分析,得到了不同因素的影响程度,以及气动轴力和法向力的不确定性分布形式,分析了流场流动情况及气动载荷波动的主要原因。分析结果为捆绑火箭气动载荷波动控制提供了一定参考,通过定量描述气动载荷分布不确定性,可以有效降低安全系数冗余,为开展精确结构设计提供依据。      

基于自抗扰的运载火箭主动减载控制技术

针对运载火箭穿越大风区的减载控制技术进行研究,首先对攻角反馈和加表反馈2种减载技术进行理论研究和仿真分析,得出2种方案对火箭减载都存在一定的局限性。因此引入自抗扰控制器(ADRC)技术并针对飞行减载控制对其进行改进,一方面通过状态观测器将误差补偿引入自抗扰回路;另一方面改进了自抗扰控制器中的控制律,并推导证明了新的控制律下自抗扰控制器抑制风载干扰的能力,给出了控制方程中增益的选择方法。最后以某型液体运载火箭为例在考虑其弹性振动和液体晃动条件下对比了几种方案的减载效果,仿真结果表明改进后的自抗扰控制器使飞控系统抗干扰能力增强,增大了控制律中增益选择范围,有效提高了运载火箭的减载效果,具有很强的工程应用价值。      

基于RLV飞行过程的氢氧发动机参数设计模型

为了考察氢氧发动机参数选择对可重复使用运载器性能的影响,基于氢氧发动机参数建立了可重复使用运载器入轨飞行过程的计算模型,包括运载器运动方程、飞行控制条件和质量模型,研究了发动机混合比对运载器飞行参数和运载器质量的影响规律.在运载器总质量恒定的情况下,随着发动机混合比由4增大到14,推进剂质量和发动机质量先减小后增大,储箱质量减小,三者的综合效果使得有效载荷质量先增大后减小.      

多级固体运载火箭分级多学科设计优化

为了解决固体运载火箭总体优化过程中学科耦合性强、计算复杂、设计效率低等问题,建立了多级固体运载火箭的几何外形、质量、气动、推进、弹道/制导等学科模型,将多级运载火箭分成若干个子级火箭,并通过级间飞行状态连续性条件连接到一起,形成系统级和子系统级的框架。设计了并行方式和串行方式2种子系统的优化流程,以起飞总重最小为目标进行了多学科设计优化(MDO)。结果显示,这2种分级优化的方法与多学科可行(MDF)方法相比能减小优化过程中的迭代次数,得到更好的优化结果,从而验证了分级优化方法在多级固体运载火箭MDO的可行性与优越性。      

新一代运载火箭姿态控制技术

开展了新一代运载火箭姿态控制设计技术研究,推导了工程适用的姿态动力学模型,基于牛顿-欧拉法建立了刚体质心和绕质心运动方程、液体晃动方程,基于有限元方法建立了火箭弹性振动方程,弹性运动方程基于空间模态,反映了横向、纵向、扭转与助推器局部模态对火箭的姿态与载荷的影响.基于空间模态的姿态动力学模型研究了姿控系统设计方法,给出了工程适用的姿控系统设计方法.开展了容错重构技术研究,分析了伺服机构故障对姿控系统的影响,为提高运载火箭的飞行可靠性和抗故障能力奠定了基础.对主动减载技术进行了研究,能够对高空风产生的气动载荷进行主动抑制,放宽了发射条件,对新一代捆绑运载火箭姿控系统的设计具有重要的借鉴意义.     

Stability analysis of explicit guidance laws for space launch vehicles with varying thrust integrals

In this study, a stability analysis of the explicit guidance laws for space launch vehicles is performed with consideration of varying thrust integrals. Among various forms of explicit guidance, linear tangent guidance in its general form is selected and six different acceleration profiles are considered for this numerical experiment. A linear system modeling which includes all of the significant dynamic elements of a space launcher is performed to analyze the effect of the characteristics of thrust integrals on stability margins. Numerical results show that in an aspect of guidance stability, it is advantageous to have thrust integrals derived from increasing acceleration profiles, such as constant thrust case, which may be considered in the development of propulsion systems. Finally, time-domain simulation with the original nonlinear models is performed to verify the approach and the result shows that the nonlinear dynamics of the system is conserved well in the linear model.     

运载火箭气液组合连接器动态自动对接技术

为实现未来重型运载火箭地面组合连接器与箭上接口的自动对接，提高发射准备流程安全性、可靠性，降低人员保障要求，开展了组合连接器自动对接的技术研究及总体策略分析，提出了由检测、智能控制、位姿调整系统组成的技术方案及非接触式检测+主动位姿调整+被动随动的自动对接策略，并开展了组合连接器自动对接试验系统研制，进行了组合连接器自动对接、低温加注、自动分离等全流程试验验证工作。结果表明:自动对接装置检测、智能控制、位姿调整等各项功能正常，自动对接策略准确、可行，解决了大载荷组合连接器在箭上接口大范围、高速运动条件下的自动对接难题，综合跟踪范围达±600 mm，综合跟踪速度达500 mm/s，各综合工况下完成自动对接时间约为3~5 min。      

舰载机弹射起飞安全性的影响因素分析

为了全面考察舰载机（CBA）弹射起飞系统的安全性能,在绝对坐标系下,利用自然坐标法,建立了弹射起飞过程的多体耦合动力学模型,结合舰载机弹射仿真曲线,从舰载机加速度和飞行轨迹两方面研究了不同参数对弹射安全的影响规律。仿真结果表明:在弹射滑跑阶段,弹射力对水平加速度影响较大,在自由飞行阶段,发动机推力对水平加速度影响较大,而起飞重量在整个弹射过程对加速度均有明显影响;定力栓临界值的增大对加速度、飞行轨迹影响不大,但需要考虑其带来的结构振动和时延效应;较长的剩余甲板可以增加离舰升力,从而有效减小离舰下沉量;舰船纵摇可引起飞行轨迹大幅下沉,应避免舰船纵摇位移最大的时刻离舰起飞,其中舰船运动引起牵制杆的提前释放也应是控制弹射时间的考虑因素之一;弹射起飞安全性设计是一个多变量寻优过程,单一要素的优化难以得到满意结果,需综合分析各要素的影响。