超低轨航天器气动力分析与减阻设计

轨道降低,航天器受到的气动力增大,气动力对航天器影响显著。考虑自由分子流态 下的超低轨航天器,利用分割法把简单外形的航天器分割为几部分,分别计算各部分的气动 力,然后相加获得总的气动力效果;通过对平面的气动力进行计算分析,提出了超低 轨航天器的减阻设计方法;结果表明：当轨道高度降低到250 km左右时,航天器受到的气动 阻力比500 km高出约2个数量级;一般情况下,超低轨航天器应采用细长体构型,减小迎风 面积;侧面积引起的航天器阻力已经不可忽略,应采用侧面光滑技术,减少侧面阻力;当超 低轨航天器长细比超过一定限度后,随着长细比增大,大气阻力升高。
     

超低轨航天器气动设计与计算方法探讨

对于运行在150~300km高度的超低轨航天器,气动力是轨道与姿态控制须考虑的主要扰动因素。文章首先剖析了超低轨航天器气动构型的关键要素,提出了本体截面与长细比、翼面形状与布局的设计准则;从来流特性、气体-表面作用、航天器物理特性3个方面阐述气动建模的内容与方法;综合运用射线跟踪平板(RTP)与试验粒子蒙特卡洛(TPMC)2种自由分子流模拟方法,提出一种适合工程应用的气动计算与飞行仿真流程。最后,以重力梯度测量卫星为实例,开展了初步的方案设计、模型确认与方法探索,验证了气动建模与计算流程的正确性。文章所提出的气动研究思路,对超低轨航天器的气动设计、计算等工作,均具有一定的参考意义。     

载人航天器气动泄压阀可靠性设计与验证

气动泄压阀是载人航天器气闸舱泄压、生活舱换气的关键单机之一,其可靠性直接关系到航天员出舱活动、在轨生活保障的成败。本文对载人航天器气动泄压阀的可靠性设计、可靠性预计、可靠性试验以及可靠性评估技术进行了介绍,通过一系列可靠性保障措施,使气动泄压阀可靠性得到增长,在载人航天器飞行试验中得到了有效验证。     

大型航天器无控再入气动稳定性分析

大型航天器在轨运行寿命终止后,为避免坠落在人口稠密地区造成事故,一般通过控制其主动离轨再入,使其坠落在南太平洋航天器坟场区域。再入大气层过程中受气动作用影响剧烈,航天器气动稳定性对再入姿态及姿态保持有直接影响,从而影响到再入轨道。为分析质心位置、航天器舱外部件等对航天器气动稳定性的影响,文章利用快速气动力方法,获得了航天器在不同工况下的气动力矩特性,进而分析其气动稳定性。对于给定质心位置的航天器,随着舱外部件不断解体,从单配平点转变为多配平点。而对于不同质心位置,质心位置接近端面时仅存在单配平点,位于中部则可能出现多配平点。因此,对于需要再入的大型航天器,其质心位置及舱外部件在设计阶段就应考虑其对再入气动稳定性的影响,始终保持在单配平点工况,以降低再入过程姿态、轨道控制技术难度。     

航天器仿真与测试一体化系统

提出了一种航天器仿真与测试一体化系统的方案,此系统具有较好的柔性,包括三个主要的组成部分:前端接口(FE)设备层连接被测系统与一体化系统;仿真环境(SE)部分则能提供航天器各个分系统与空间环境、轨道等要素;测试环境(CE)部分则能自动执行一体化系统的仿真、测试序列,并提供对整个系统运行的管控。文章对这三个部分的实现与相互接口均进行了定义,最后描述了一体化系统适应于不同应用的典型配置,如地面测试系统的评估验证、航天器渐进增量式电测以及故障处理研究等应用。文章提出的一体化系统不但可支持从航天器概念设计、详细设计、AIT等各个阶段的测试工作,也可以用来支持进行航天器故障分析与研究。通过此系统的创建与应用,能够改进航天器研制系统工程,并最终提高航天器的研制效率。     

航天器电动手动一体化舱门锁紧机构设计

针对航天器舱门特点和现有技术的不足,研究了一种可由航天员在舱内和舱外用电动或手动操作的新型舱门工作机构。设计了舱门锁紧执行机构和驱动机构,确定了锁紧驱动力矩、电机参数和驱动力等关键参数。运动学和动力学仿真结果表明:该航天器舱门能实现预期设计动作,机构简单、运动可靠、操作便捷。     

天地一体化网络中的航天器IP网络设计

为了将地面IP网络技术应用于航天器内部设备间的数据通信,并实现与地面站的互连,根据航天器与地面站之间通信链路的特点,提出一种IP网络协议体系结构,实现天地一体化网络通信。在航天器上采用以太网协议完成内部网络数据交换,配置天地网关设备完成与地面测控通信网络之间的IP包交换;地面测控通信网络采用计算机IP网络,并配套相应的天地网关设备,完成与航天器的IP包交换。根据航天器数据的特点,提出一种速率控制策略,优先传输控制数据,控制图像话音数据周期平均速率,控制试验数据IP包平均速率。地面仿真试验及实际系统测试结果表明:文章提出的航天器IP网络设计,适应航天器与地面站的通信链路,可直接应用于高、中、低轨航天器的天地一化网络通信,也可为后续月球、火星等探测任务提供参考。     

航天器动态质量特性分析

通过对国内外有关文献调研分析，论述了国外在航天器动态质量特性方面研究的发展概况。在此基础上提出了进行航天器动态质量特性分析的思路、方法，并以返回式卫星为例，对静态分析结果和动态分析结果进行了比较，说明了动态分析结果比静态分析结果能够更加全面、准确地反映航天器飞行任务期间质量特性的变化规律。     

姿轨一体化控制航天器推力器构型设计

推力器构型设计作为航天器控制系统设计的一部分,它确定各推力器在航天器上的空间方位。本文针对航天器姿态与轨道一体化控制系统进行冗余推力器构型设计,期望设计出一套姿态与轨道控制系统共用的推力器配置来实现姿态与轨道的一体化控制。文章首先分析了推力器构型设计的任务与约束条件,再分别设计各推力器的安装位置与推力方向,并得出了确保力矩幅值最大时推力器2个安装角的约束条件。仿真算例验证了该推力器配置方案的可行性。     

航天器气闸舱方形货舱门与门框结构一体化设计

针对航天器气闸舱货舱门与大开口门框面临的相对滑移量大及结构强度差问题,提出了门框刚度补强及增加限位装置的设计方法。通过分析舱门与舱体的相对变形及应力水平,验证了设计方法的有效性。结果表明:门框增加纵向梁刚度补强可有效降低结构的应力水平及相对滑移量;增加舱门与门框之间的限位装置,可进一步有效降低相对变形;限位装置的限位量越大,舱门与舱体的相对变形及应力水平越小,但限位装置的应力越大。舱门与舱体的一体化设计可有效提高舱门的密封性能及结构的安全性,可为我国空间站气闸舱的构型选型及参数设计提供参考。     

飞艇气动特性分析与设计的一种新趋向

在飞艇气动研究中,将气动计算特别是计算流体力学与优化算法相结合的数值方法非常便于在计算机上应用,实现设计的自动化,相比传统的设计方法具有明显的优势,在最近的研究中多被采用.本文针对新近的若干篇代表性的飞艇气动优化设计的文章,分析其所用的气动计算方法和优化算法,以及优化的结果,指出气动外形优化需要注意的问题,为相关研究提供有益的参考.     

航天器分支槽道热管设计及传热特性分析

航天器内部热源分布日益复杂,传统热管无法有效解决小空间内多热源的均温问题。文章设计了一种带有分支的槽道热管,通过分支的连接建立多热源间的传热通道,从而实现温度均匀(简称“均温”)。均温试验结果表明：当对功率为4 W,8 W,12 W,16 W的4个热源进行均温时,分支槽道热管的最大温差为0.9℃。传热特性试验结果表明：当加热功率为16 W时,分支与连接段、分支与分支间的热阻分别为0.15 K/W和0.17 K/W。分支槽道热管的均温和传热性能良好,可为多热源均温提供新的方法。     

载人航天器密封舱内管路设备维修设计与验证

载人航天器密封舱内配置大量的气、液管路设备,实现管路设备的在轨维修,对于提高长期在轨飞行载人航天器的安全性及使用寿命具有重要意义。文章对某载人航天器再生生保管路设备在轨维修性进行了设计,经地面充分验证后,航天员在轨完成了管路设备维修操作,结果表明本文提出的管路设备在轨维修设计正确、有效,可为载人航天器其他在轨维修设计提供参考。     

载人航天器密封舱内火灾流场特性数值研究

为获得微重力环境下载人航天器密封舱内火灾发生时的流场分布规律,建立简化的密封舱模型,利用FDS软件对不同火源位置、通风场景下的火灾进行了数值仿真,得到了烟气温度、浓度分布规律。仿真结果可为密封舱内火灾探测器的合理安装布局提供参考。     

减阻增程弹道的射程估算与特性分析

为实现弹道导弹射程的快速估算和减阻设计后弹道增程的定量分析,提出一种基于导弹基本参数的射程快速精确估算方法。通过建立减阻模型,仿真计算得到气动阻力系数表,并对速度计算公式进行逐项积分,利用高度近似值和气动系数拟合结果得到关机点状态量和射程的初步值,最终通过迭代计算得到满足精度要求的射程结果。仿真结果表明,经过高度和气动系数的迭代计算能有效快速得到满足精度的计算结果,通过减阻设计,导弹射程提高了162.36 km,增程的效果明显。     

天地一体化互联网络中航天器网关的设计及实现

当前空间通信的发展趋势是空间通信网与地面通信网融合,建立天地一体化互联网络的信息传输系统。针对空间数据系统咨询委员会(CCSDS)推荐的基于CCSDS空间链路承载网际协议业务(IP over CCSDS)网关协议转换技术,文章提出一种实现天地一体化互联网络的航天器网关的设计思路,即通过研制航天器网关实现IP协议与CCSDS高级在轨系统(AOS)空间数据链路协议的相互转换,并对服务质量(QoS)保证方法进行了设计。针对航天器网络搭建了测试系统平台,并对高清图像、高质量话音、计算机数据和遥测数据等网络数据的传输进行了测试,测试中通过航天器网关进行传输的所有网络数据包均无丢帧现象发生,文章提出的IP over CCSDS网关可用于构建天地一体化互联网络。     

飞行器气动与隐身综合特性数值分析

开展了飞行器气动与隐身综合特性数值研究,编制了相应的计算与分析程序。该程 序的主要 功能包括：飞行器外形参数化和计算网格的生成,气动特性计算（利用有限体积方法求解NS 方程）,隐身特性计算（利用时域有限差分方法求解Maxwell方程）,飞行器气动与隐身综 合特性分析。作为应用的一个实例,对一种带翼钝锥体的气动和隐身综合特性进行了分析, 并设计出两种新的外形,新外形的气动和隐身综合特性与原形相比有明显提高。     

航天器基本特点与设计要求概述(三)——航天器总体特性及组成

概述了航天器总体设计要求 ,从 8个方面列出了航天器的特性 ,阐述了航天器的组成和有效载荷与平台的功能     

空间环境与航天器设计

航天器在空间遇到的不利环境可分为5类:真空、中性大气、等离子体、辐射和微型陨石及轨道碎片。它们都可能对在轨航天器产生不良影响。在特定情况下,这些影响还将十分严重,可导致航天器过早再入或损害其工程分系统,从而缩短航天器的使用寿命。因此,航天器的设计者在选择材料或确定机电分系统大小时必     

平面遮挡分析法及其在航天器气动力矩分析中的应用

针对空间站等复杂构型航天器迎流面积和气动力矩的快速分析问题,提出一种平面遮挡分析法。该方法在与迎流垂直的方向上,选定一个二维投影平面进行航天器组成单元的划分和二维外形信息的定义;通过标志符、差值函数及相关的单元外形边界搜索规则定义和操作,实现迎流面积和遮挡面积的计算。平面遮挡分析法减少了遮挡分析所需使用的航天器外形信息维度,可以提高遮挡分析的效率。然后给出基于该平面遮挡分析法对迎流面积和压心位置进行计算的数学模型,对使用的气动力矩分析模型进行说明。以一个非对称构型的空间站为例,对相应的迎流面积和气动力矩进行仿真计算和对比验证。结果表明,平面遮挡分析法具有较为明显的计算时间优势,同时具备较高的计算精度。