航天简讯

日本研制激光感测器日本三菱电气公司正在研制一种自由飞行器上用的激光感测器,以使之与其他空间飞行器会合。自由飞行器需要高性能感测器,以鉴别临近它的敌或友的飞行器。若在1994年发射的话,该自由飞行器上将装上详查环境鉴别感测器。回收任务的空间飞行器把激光束传输给要回收的卫星。目前的飞行器系统的缺点是工作效率不高。新的激光感测器在对接前相距2米时才工作。如果能研制成功,对两个不载人空间飞行器会合的对接将有很大用处。隆冬译自日本1988.8.10只英文版《翼报与通信》     

美国侦察卫星发现苏联正在提尤腊塔姆修建航天飞机跑道

美国侦察卫星已发现苏联正在提尤腊塔姆发射场修建大型跑道。这种跑道是为了使苏联目前正在研制的可重复使用的带翼载人飞行器便于在此水平降落。这种用一次使用运载火箭发射,但又可重复使用的带翼飞行器是苏联航天飞机计划的第一阶段,在它初步投入使用后,     

新型折叠翼机构设计

为了进一步缩减折叠翼飞行器（如舰载机、无人机、飞行汽车等）的展向尺寸来节省储存、运输空间,设计一种新型的折叠翼机构方案.它由内翼、中翼和外翼3部分组成,采用连杆机构作为翼面折叠机构,能进行两次折叠.简化运动模型,建立运动微分方程,分析折叠翼机构在地面（无气动载荷）情况下的运动特性;利用多刚体动力学软件进行动力学仿真分析;通过在内翼和中翼间的铰链添加扭力弹簧,改善了折叠翼的驱动性能;开展折叠翼地面折叠/展开实验,实验结果与计算机仿真基本吻合.翼面折叠/展开运动平稳,大幅缩减了折叠翼飞行器地面展向占用空间.      

一种战斗机外形涡流场Euler方程数值模拟

 用三步显式格式时间推进求解物理空间曲线网格上有限体积离散的Euler方程,数值模拟一种战斗机外形的涡流场.计算的机翼表面压力分布与实验符合较好,用Euler方程捕获到机翼前缘分离涡(主涡)及翼面上的二次分离涡.Euler方程解中出现的二次涡可能是逆压梯度、尖锐边缘和人工粘性共同作用的结果,它的流谱与实验定性符合.     

空间活动大事记(1995年2月)

１日　美国航宇局宣布，原计划于本月２日发射上天的发现号航天飞机因为技术原因，即为航天飞机主计算机提供方向和速度数据的三个导航仪中的一个惯性测量仪未能通过飞行前的测试，所以将比原计划推迟一天发射。此次发现号航天飞机的主要任务是与俄和平号空间站在太空中首次交会，两个飞行器之间的最近距离不超过１２米。３日　美国东部时间０时２２分，美发现号航天飞机从佛罗里达州卡纳维拉尔角肯尼迪航天中心发射升空。开始了以接近俄罗斯和平号空间站为主要目标的为期８天的太空飞行。发现号的这次飞行是美国航天飞机今年的第一次，也是…     

日本航天飞机的方案

日本空间活动委员会决定继续进行日本的航天飞机研制计划,这个计划可能要分为两个阶段。第一阶段是研究高度机动实验性空间飞行器系统中一个小型不载人飞行器的,要求研制一种双发动机,用液态氧或液态氢作为燃料。这个飞行器长14米,重2,536公斤,无人驾驶并有一个三角型小机翼。科学家们认为它需要9,000万美元,五年时间才能建成。根据设计方案它将在150-300公里的高度上飞行。     

飞翼布局飞行器等离子体激励滚转操控试验

飞翼布局飞行器采用多个气动舵面共同作用来控制飞行,常规气动舵面的结构复杂,在大迎角时由于流动分离,舵面操纵效率显著降低。等离子体激励器具有结构简单、重量轻和响应快等优势,常被用在流动控制上。本文利用激励器抑制单侧翼面流动分离产生不对称的气动力,对飞翼布局飞行器滚转通道的控制进行了试验研究,得出了激励器在飞行器上的最优布置位置和最佳控制参数,并和常规副翼舵面滚转操控效果进行了对比。结果表明:布置于内翼、中翼前缘的等离子体激励器能够获得最佳的滚转控制效果;激励器调制频率对飞行器滚转控制效果的影响较大,而激励电压对滚转控制效果的影响较小;与常规副翼相比,等离子体激励器在大迎角时对滚转通道的操控效果优于副翼。     

欧空局同意与美国合作研制救生艇

欧空局（ESA）各成员国政府1996年11月13日在巴黎总部举行的会议上，同意与美国航字局（NASA）合作，开展空间站救生艇和乘员运输飞行器的初期研制工作。这一决定消除了双方合作的最直接的障碍，双方的最终目标是制造4艘空间站的救生艇和8架乘员运输飞行器。目前，首艘救生艇（NASA称之为X－38实验性乘员返回飞行器）暂定于1999年用欧洲的阿里安一5火箭进行人轨发射试验。ESA和NASA将在今后6个月中合作。研究是否可用一种通用的有翼滑翔飞行器来完成两种截然不同的任务，也就是说既可作为空间站的救生艇，又能作为乘员运输飞行器。…     

用飞机发射火箭的新开端

一、有翼飞马火箭美国轨道科学公司和赫克里斯宇航公司私营联合投资4800万美元,研制了可以从B-52飞机上释放的有翼飞马运载火箭。8月10日在爱德华兹空军基地首次进行驮运释放试验,验证吊架X-15及其连接机构。B-52飞机初期将进行6次这种飞行,如果美国和国际上军用和民用载荷有需求,B-52飞机每月可飞行一次。B-52飞机是整个发射系统的第一级,在其飞行高度为12000米、飞行速度为0.8马赫时飞马火箭被释放。火箭前端的冷气助推器,在第二、第三级点火期间提供滚动控制,并在第一、二级和第二、三级间过渡滑行时提供三轴控     

X-37B第4次飞行试验情况及其分析评论

<正>1概述2015年5月20日,美国宇宙神-5运载火箭第4次成功发射了X-37B轨道试验飞行器。此次任务中一同发射的10颗立方体卫星(CubeSat)也成功入轨。此前,美国空军已经公布了此次X-37B飞行任务将进行的两项试验。第一项试验是验证霍尔电推进     

“太空船二号”年内将做首次火箭动力试飞

维珍银河公司希望在年底前进行其“太空船二号”亚轨道载人飞行器的首次火箭动力试飞。“太空船二号”已进行16次无动力试飞。在这些试飞中，这种有翼飞行器在由“白衣骑士二号”载机投放后滑翔返回，在跑道上着陆。     

日将决定航天飞机机体构成标准

日本宇宙开发事业团(NASDA)拟于1992年将HOPE航天飞机的机体构成等规格确定下来。HOPE发射重量20t,需规定主翼后掠角角度范围、机体形状和尺寸的具体数值。今后讨论的中心议题将是,①定量评价气动力加热;②尾翼的结构设计与控制;③变轨用的推进系统的组成。 NASDA从1989年开始研讨10t与20t两种方案。飞行的主要目的     

欧洲测试天地往返技术

<正>当地时间2月11日10点40分,欧空局"织女星"火箭从库鲁航天中心发射升空,成功地将2吨重的"过渡性试验飞行器"(IXV)送入亚轨道。IXV是欧洲未来"太空巴士"的验证机,对欧洲未来自动再入飞行器从低轨道返回的关键技术和系统进行试验,为欧洲开发迷你航天飞机奠定基础。IXV在340千米的高度与火箭分离后,继续爬升至410千米的高度,然后从高超声速减速返回地球。在120千米     

有翼再入飞行器的超/高超声速气动力工程方法

有翼再入飞行器气动力的工程计算方法尚有待进一步完善,计算精度有待进一步提高。文章根据有翼再入飞行器的气动布局特点,改进和发展了一套适于其气动布局的部件划分策略和压强计算选取准则。以此对航天飞机轨道器和类X-34飞行器的纵向气动力特性进行工程计算,并与其风洞试验和数值模拟结果进行对比分析。结果表明,文中的工程计算方法在马赫数3以上的超/高超声速范围内可准确预测有翼再入飞行器的升阻特性,其中升力系数和阻力系数误差小于10%;并可准确预测俯仰力矩特性随迎角改变的变化规律。与现有方法相比,文中的部件划分策略和压强计算选取准则在升阻特性精度相当情况下,可明显提高俯仰力矩的预测精度,并反映飞行器表面的压强分布特征。     

苏联是在进行带翼飞行器的再入试验吗?

三年来,苏联进行了三次神秘的环球单圈飞行试验,试验的飞行器型号分别为宇宙881/882、宇宙997/998和宇宙1100/1101。据认为,这些飞行器的任务与载人有关,并在某种程度上,与苏联的航天飞机计划有联系。然而这种认识以前从未得到证实,许多观察家对所进行试验的看法也不一致。本文的目的就是提供确凿的证据证明这些飞行实质上是一种带翼飞行器的再入试验,并对可能的飞行状况作扼要描述。任务简述概括地说,这三次飞行的每一次都由“质子号”运载火箭把两个     

美国军用空间飞机发展概述

2010年4月22日,美国在卡纳维拉尔角用宇宙神-5火箭发射了X-37B空间飞机的试验飞行器——轨道试验飞行器-1(OTV-1)。X-37B是有翼无人空间飞机,由美国空军快速能力办公室(RCO)管理,其任务是加强美国国防部特种作战支援和武器系统的研制与部署,增强全球的快速打击能力。     

“伽利略”再探木卫一

2000年2月22日,美国伽利略木星探测器从距木卫一表面199千米处掠过,这是人类制造的宇宙飞行器第一次到达离木卫一如此之近的地方。 木卫一是木星的四颗大卫星中离木星最近的一个,它的体积比月球稍大一点,半径为1815千米。轨道半径大约420000千米。早在1979年,旅行者1号就已探测过木卫一,发现木卫一是个橙红色的天体,间杂着很少的浅黄色、白色和黑色,估计是其表面覆盖大量硫和硫化物所致。木卫一上有很多活火山正在喷发,最大的喷射高度能达到四、五百千米以上,喷射速度高达每小时1600千米。火山的温度超过华氏1800度,是太阳系中     

俯仰阻尼导数分量的CFD数值模拟

提出一种直接求解直接阻尼导数的方法,该方法不仅适用于轴对称外形,也适用于非轴对称外形.数值模拟飞行器的非定常强迫沉浮运动和强迫角振动,并在Etkin的非定常气动力模型基础上,辨识得到飞行器的洗流时差导数和俯仰阻尼导数,研究飞行器俯仰通道各阻尼导数的数值计算方法.对弹道外形和基本带翼导弹标模外形及Hyflex升力体外形进行研究分析表明,将阻尼导数分量相加得到的俯仰阻尼导数与直接求解强迫角振动得到的俯仰阻尼导数与试验结果吻合很好,各阻尼导数分量随质心位置的变化趋势也与理论预测相符.对于带翼飞行器,超声速条件下,洗流时差导数在俯仰阻尼导数中占主导作用.      

碟形飞行器横航向飞行品质

碟形飞行器是一种新颖的,采用翼身融合布局的飞行器。应用经典飞行动力学理论的线性化小扰动方法对碟形飞行器在低速条件下的横航向稳定特性进行了仿真计算,采用时域分析的方法对横航向模态进行了分析,得到了碟形飞行器的横航向飞行品质状况.同时将碟形飞行器同常规布局飞机和飞翼飞机的特性做了简要的对比,分析了碟形飞行器同二者的异同之处和产生的原因.研究结果表明,碟型飞行器具有良好的横航向飞行品质和综合性能.