航天飞机固体火箭发动机设计评述

为航天飞机固体火箭发动机的研制制定设计条件是很必要的,这些设计条件具有三个新颖独特的特征: (1)固体推进系统首次用于载人宇宙飞行。 (2)航天飞机固体火箭发动机是当今最大的固体火箭发动机。 (3)固体推进系统首次设计成可回收修复并重复使用。这些新颖的特征规定了在航天飞机固体火箭发动机研制中,需要采用以往的成熟工艺及制造方法,保证可靠性是头等重要的。本文评述了航天飞机固体火箭发动机,从用于STS-1飞行的原设计到目前研制的新一代固体火箭发动机。这种新一代固体火箭发动机采用了石墨环氧纤维缠绕壳体。     

航天飞机的返回式液体火箭助推器方案

在综合比较固体火箭助推器和液体火箭助推器的方案之后,提出了一种新的多次使用的返回式液体火箭助推器方案,概述了此方案的返回轨道;液体火箭助推器结构和主推进剂箱、推进系统设计;助推器的性能计算.这种设计最大限度地利用了现有的成熟技术,以减少成本和研制时间.这种液体火箭助推器设计是一种适应性更强、更安全的航天飞机助推器.     

西德固体火箭技术的发展趋势

本文叙述了西德固体火箭当前的发展和技术状况,包括推进剂、发动机部件和系统。并与文献上公布的西方标准做了比较。本文介绍了技术上最重要的部分,例如冲压火箭和气体发生器用的推进剂、推力矢量控制、高加速推进和性能予测等。在此基础上并根据西德的财政和组织情况,就未来武器和方案选择方法的各个方面,讨论和分析了固体推进剂火箭技术的发展趋势。     

固体火箭冲压发动机性能调节研究

在对固体火箭冲压发动机的高度特性进行分析的基础上，分别研究了壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性及方案，并着重分析了非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量自适应调节原理与规律，分析计算表明，非壅塞式固体火箭冲压发动机不仅结构简单，且能明显提高发动机在非设计状态时的性能。     

日本H-1火箭研制现状

H-1是日本1985～1995年主要使用的运载火箭,目前正在进行研制。这种火箭具有发射500公斤以上同步定点卫星的能力。第二级采用液氧、液氢推进系统和惯性制导方式。就火箭布局来说,考虑了数种方案。1977年进行方案设计、搜集资料并对各候选火箭进行比较,同时对火箭各分系统明确地提出了基本要求。根据上述研究结果,宇宙开发委员会预计在1978年上半年,选定一种候选火箭方案。主要研究项目——液氧·液氢推进系统、惯性制导装置和固体火箭发动机等,航空宇宙技术研究所及东京大学宇宙航空研究所正在联合进行研制。对于液氧·液氢发动机,正在进     

固体火箭冲压发动机的若干技术问题

简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。     

单级入轨火箭的混合推进系统

目前,许多单级入轨火箭作为一种可能降低向低地轨道发射有效载荷成本的运载手段,正在进行配制方面的鉴定分析.NASA 已设计出一种可操作的,使用液氧/媒油/液氢三组元发动机作为单级入轨火箭的方案.Thiokol 对这种使用捆绑式混合推进系统来增加轨道有效载荷能力的运载火箭进行了评估.NASA 将这种先驱火箭作为一种方案对单级入轨火箭的技术进行了论证。这种火箭称为 X-2000。它的主要推进系统使用液氧/煤油和液氧/液氢两种发动机,Thiokol 通过用混合发动机替代液氧/煤油发动机对主推进系统进行了新的探讨。它采用的混合技术在马歇尔航天中心(MSFC)正在进行验证。因此,混合推进系统是一种有效 SSTO 的推进系统.     

火箭冲压组合发动机部件缩尺关系理论初探

为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。     

RBCC发动机火箭及火箭冲压模态热力循环分析

为了研究RBCC发动机火箭模态及火箭冲压模态的工作特性,基于发动机地面自由射流试验结果,利用一维气动理论构建了发动机火箭及火箭冲压模态的性能分析模型,对发动机6 Ma来流条件的试验数据进行了处理,获得了发动机轴向的沿程气流参数,分析了发动机的热力循环、工作效率、有效能分布以及部件和排气中的有效能分配比例。结果表明：一维计算得到的推力与试验结果误差在5%以内;火箭冲压模态下火箭燃气的引入可以有效提升发动机的热循环效率(约提升20%),火箭燃气的引入对有效能产生率和有效能的分配比例影响不大,火箭冲压和冲压模态的有效能产生率分别为0.45和0.48;火箭模态推力增益产生的主要原因是火箭燃气的能量添加至冲压流道中,形成了有效的热力循环,产生了机械能增量,最终表现出推力增益,约为29%。     

火箭冲压组合发动机部件缩尺关系理论分析初探

为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。     

浅论建筑能耗构成之建筑含能

首先由建筑含能的概念出发,从建筑构件的角度分析了建筑含能的构成、计算方法以及影响因素,简要探讨了减少建筑台能的可能途径;其次分别以一座钢筋混凝土建筑与一座木结构建筑为例,基于LCA（生命周期评价）的计算结果分析了它们的含能,并将其与各自运行能耗进行了比较。通过分析认为控制建筑含能是建筑节能设计的有效途径之一。     

An innovative concept for the AsteroidFinder/SSB focal plane assembly

This paper gives a summary on the system concept and design of the focal plane assembly of AsteroidFinder/SSB, a small satellite mission which is currently under development at the German Aerospace Center (DLR). An athermal design concept has been developed in accordance to the requirements of the instrument and spacecraft. Key aspects leading to this approach have been a trade-off study of the mechanical telescope interface, the definition of electrical and thermal interfaces and a material selection which minimizes thermally induced stresses. As a novelty, the structure will be manufactured from a machinable AlN–BN composite ceramic. To enable rapid design iterations and development, an integrated modeling approach has been used to conduct a thermo-mechanical analysis of the proposed concept in order to proof its feasibility. The steady-state temperature distribution for various load cases and the resulting stress and strain within the assembly have both been computed using a finite element simulation.     

非模糊测向阵列设置算法研究

根据平面天线阵列模糊基本概念,讨论了一种设置非秩1模糊阵列的方法。给出了不为秩1的判断定理。仿真结果表明：该法可行且具一定的实用价值。     

面向中末交接班的临近空间拦截弹弹道优化

针对反高超声速目标拦截弹中末制导交接班窗口小、变化快引起的交接班难题,设计了带终端位置和速度指向约束的拦截弹中制导弹道.首先,考虑交接班时间、动压、热流、过载、控制量以及终端弹道倾角等约束,建立了拦截弹纵向平面中制导弹道优化模型;其次,构建了中制导段的弹目拦截几何,提出了能量受限的侧窗探测拦截弹中末制导交接班窗口概念,...     

自由返回轨道的P平面参数快速设计方法

针对自由返回轨道求解过程中地心轨道类型变化造成的B平面参数方法计算失败问题,提出一种基于P平面参数的自由返回轨道快速设计方法。首先,基于轨道半通径参数的普适性,给出了不同轨道类型的P平面参数定义,建立了以P平面参数为求解目标量的自由返回轨道求解模型。其次,给出了基于P平面参数的自由返回轨道快速设计方法,在构建的瞬时地月惯性系下,以平面双二体自由返回轨道作为初值,实现了高精度力模型下的自由返回轨道快速求解。对8种构型自由返回轨道的设计结果表明,P平面参数具有类似于B平面参数的大收敛域,且有效解决了轨道类型变化对计算的影响,可直接应用于中国后续月球探测任务轨道设计。     

双臂空间机器人可操作度分析及其构型优化

利用传统的操作度概念,分析多臂空间机器人的可操作度,特别是基座和辅助臂的耦合效应对任务机械臂的操作度的影响。进而利用基座姿态最小扰动和可操作度指标对多臂机器人机械臂的构型进行优化。最后对平面双臂空间机器人进行数值仿真,并分析耦合效应对可操作度的影响以及在多臂构型优化中的应用。仿真结果表明本文的研究方法及结果可指导在轨服务中的近距离双臂协调交会、软对接和抓捕操作,具有较强的工程应用价值。     

Modal control of the planar motion of a long flexible beam in orbit

Attitude control techniques for the pointing and stabilization of very large, inherently flexible spacecraft systems are investigated. The attitude dynamics and control of a long, homogeneous flexible beam whose center of mass is assumed to follow a circular orbit is analyzed. In this study, first order effects of gravity-gradient are included, whereas external perturbations and related orbital station keeping maneuvers are neglected. A mathematical model which describes the system deflections within the orbital plane has been developed by treating the beam as having a maximum of three discretized mass particles connected by massless, elastic structural elements. The uncontrolled dynamics of this system are simulated and, in addition, the effects of the control devices are considered. The concept of distributed modal control, which provides a means for controlling a system mode independently of all other modes, is examined. The effect of varying the number of modes in the model as well as the number and location of the control devices are also considered.     

轨道转移推进系统及其发展趋势

根据轨道转移系统的应用分类（包括上面级类、空天飞机类、卫星类、飞船类和新概念类）,对各类型典型飞行器的推进系统进行了综合评述,分别总结了相关的技术方案和应用特点,并针对当前的研究热点,简要论述了未来的发展趋势,最后给出了几点结论.     

小天体柔性附着状态协同估计方法

针对小天体附着过程易发生倾覆、反弹导致任务失败问题,提出“柔性附着”概念,替代传统小天体探测的刚性附着模式,为提高小天体附着任务可靠性提供新的解决思路和技术途径。在此基础上,针对柔性着陆器的状态估计问题展开研究。首先建立了柔性着陆器近似模型,提出了柔性着陆器“等效面”概念及柔性着陆器姿态的近似表征方式,进而提出了柔性附着状态协同估计方法,并通过数值仿真检验了柔性着陆器状态协同估计的可行性。     

太空非合作遥感卫星三维重建点云的平面滤波方法

受太空环境光照条件弱、卫星高速运动、卫星表面纹理匮乏等因素的影响,太空非合作遥感卫星的三维重建点云中往往会存在大量噪声,给太空非合作目标的准确探测带来了非常不利的影响。文章以非合作遥感卫星的形状特征作为先验知识,提出一种三维重建点云的平面滤波方法。针对点云噪声的不同特点,首先利用统计分析滤波方法消除离群离散点噪声;其次,利用改进的区域生长聚类方法,分割出点云模型中的平面结构与离群点簇噪声;然后,分别用RANSAC算法和最小二乘法对平面结构进行滤波,并将平面结构附近的噪声点垂直投影至平面内,去除模型表面噪声。实验结果表明,该优化方法可以有效去除非合作遥感卫星三维重建点云中的大部分噪声,得到卫星平面结构的光滑点云数据。