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空天飞行器弹道/轨道一体化设计 总被引:1,自引:1,他引:0
弹道/轨道一体化设计是解决空天飞行器发射入轨和轨道转移问题的一种全新思路。针对目前存在的空天飞行器弹道/轨道一体化设计问题,通过改进非开普勒轨道方程的方法建立飞行器在连续推力、气动力、引力以及摄动力等多种力作用下的弹道/轨道一体化设计动力学模型;提出基于轨道设计反方法的弹道/轨道一体化设计方法。其创新点主要体现在:通过整合连续推力、气动力、引力以及摄动力等多种作用力达到了统一弹道/轨道模型的目的;提出了基于傅里叶级数形状方法的轨道设计方法,该方法相比于之前的逆多项式法,可以处理带推力约束的轨道设计问题;由于在弹道段采用类似于轨道设计反方法的设计思想设计弹道,使得弹道和轨道两段轨迹的设计方法也达到了统一,致使从模型和设计方法的角度都体现了弹道/轨道设计的统一性,解决了传统分段设计方法是在不同段采用不同的模型和方法,很难体现出一体化设计思想的问题。仿真分析表明本文提出的弹道/轨道一体化设计方法是可行和有效的。 相似文献
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针对以火箭基组合循环(RBCC)发动机作为水平起飞两级入轨(TSTO)运载器第一级动力系统的方案,建立了进气道-燃烧室-尾喷管一体化流道耦合性能快速计算模型,初步设计了RBCC发动机一体化内流道。RBCC发动机使用变结构进气道,采用支板/凹腔相结合实现火焰稳定的燃烧室以及单侧膨胀尾喷管;应用经过校验的性能分析模型进行RBCC燃烧室性能快速计算;对比分析了性能分析模型与三维数值计算获得的发动机出口状态参数对于飞行器后体流场的影响性;完成了RBCC为动力的两级入轨方案飞行器动力系统的性能分析与计算;分析评估了飞行弹道条件下RBCC推进系统的性能。计算结果表明:飞行器起飞质量280t时,可以完成运送4t载荷进入近地轨道的任务。 相似文献
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发射原点是飞行器试验中非常重要的参数,在某些特殊试验中,发射原点往往是不能准确给出的,为此,本文详细推导了发射原点误差对发射方位角和弹道精度的影响公式。仿真计算结果证明,原点误差对发射方位角影响较大,而原点误差和发射方位角误差的共同作用对发射系下的弹道精度影响很大,对于此类高精度的飞行器试验必须考虑原点误差对弹道精度的影响。 相似文献
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地基激光清除空间碎片过程建模与仿真 总被引:3,自引:0,他引:3
空间碎片对人类航天活动的影响越来越大,用地基高能脉冲激光清除空间碎片被认为是一种可行手段。分析了地基激光清除空间碎片的原理,建立了碎片清除过程轨道动力学模型,通过选取两种典型的ps级和ns级激光器,对空间碎片的清除效果进行了仿真计算。结果表明:对于800 km和1 500 km轨道高度上的某典型空间碎片,两种激光器均不能在其一次过顶将其清除,需多次过顶才能达到清除效果;在进入大气层烧毁前,均需烧蚀一定的质量,而且轨道高度越高,烧蚀质量越多;ps级激光器比ns级激光器具有优势,15 kJ、 10 ns、 2 Hz的ns级激光器清除800 km和1 500 km轨道高度上的碎片所需总能量分别是150 J、1 ps、 65 Hz的ps级激光器的2.95倍和3.31倍。研究结果可为碎片清除方案制定和地基激光器参数选择提供依据。 相似文献
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某试验型微小空间飞行器用于检测空间探测技术,通过对该飞行器运动轨迹及姿态变化的研究,对比分析空间探测技术的实时响应和检测精度。针对发射过程中,扰动会改变空间飞行器自由飞行过程的初始运行条件的问题,建立计及环境因素的空间飞行器轨道动力学和基于欧拉方程的姿态动力学模型,并对飞行器在不同初始运行条件下的运动过程进行数值研究。结果表明:改变初始条件,飞行器运动过程将产生不同程度的变化;入轨初速度越大,飞行器轨道离心率和周期越大;非零发射角将引起轨道偏移和旋转,俯仰发射角主要引起俯仰角变化,偏航发射角主要影响滚转角和偏航角,并且角度越大,幅度越大;自转角速度越大,姿态角变化越小。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2013,(6):8-11
分析了高超声速飞行器的优势,阐述了多种高超声速全球/远程打击飞行模式的特点。指出涡轮基组合循环(TBCC)动力水平起降机载发射高超声速弹道飞行模式,在平台机动性、发射隐蔽性、突防概率等方面都具有明显优势,且可有效牵引TBCC发动机、水平起降高超声速发射平台、小型机载战略武器技术分阶段渐进发展,在未来能量中心战中将发挥重要作用。 相似文献
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建立了初步的激光大气传输模型和光船的三维运动模型,通过对单站大气盘旋入轨模式下的推进弹道仿真分析可知,单站推进模式下激光在稠密大气层中行程较大,激光传输衰减严重。针对上述问题,以激光推进发射微小卫星为应用目标,提出了基于过顶接力和等光程接力两种方式下三站入轨的推进模式,给出并分析了相应的仿真结果,并利用等光程接力方式分析了激光推进发射微小卫星的运载能力。结果表明,三站等光程接力方式可以有效的解决激光传输问题,减小了激光在稠密大气层中的传输距离和激光的传输损失,提高入轨质量。 相似文献
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针对大气吸气模式激光推进的原理,采用二阶精度的Roe格式,在气体模型为完全气体时,分别对无来流以及来流马赫数为2.5和5的条件下,环聚焦激光推力器内外流场的演化过程进行了数值模拟。结果表明,无来流、来流马赫数为2.5和5时的冲量耦合系数分别为2.42×10-4N.s/J,1.00×10-4N.s/J和1.13×10-4N.s/J,无来流时激光推力器的冲量耦合系数高于同工况下有来流的情况,但来流马赫数为5时由于激波不会传播到推力器前体而产生负推力,因此冲量耦合系数较马赫数为2.5时高。研究结果可为激光推力器的构形设计以及实验模拟高空环境下推力器的飞行情况提供一定的理论指导。 相似文献
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当火箭模式激光推进器在高空稀薄大气中飞行时,需要在激光聚焦区附近喷射稠密气体工质,从而利用激光聚焦击穿气体工质形成等离子体,为光船提供推力。为了分析该光船的推力产生过程,采用连续流体力学计算方法(CFD)和直接数值模拟蒙特卡洛方法(DSMC)耦合的混合算法,数值模拟飞行高度为80 km飞行马赫数为5的激光光船周围高温连续气体和稀薄环境大气耦合的非定常混合流场,并得到推力随时间的演化曲线。结果表明,稀薄效应明显增加了激波厚度,高温效应延迟了推力的产生,并导致冲量耦合系数和比冲的降低。 相似文献
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针对环聚焦的Myrabo构型激光推进飞行器在大气中飞行现象,建立了激光推力器冲量模型,给出了光船飞行六自由度动力学模型。设计算法解决了脉冲力作用下,光船动力学方程的解算精度与效率折中问题;仿真分析了激光脉冲频率、脉冲能量和升力线斜率大小对光船运动稳定性影响。结果表明:在垂直方向,光船上升速度呈锯齿状,且存在脉冲频率下限;在侧向,激光脉冲频率越高,回复速度越快,回复曲线也越光滑,升力线斜率的增加能够使光船以更短的时间趋于稳定。 相似文献
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以轴对称Navier-Stokes方程组为基础,将球面激光支持的爆轰波模型与流场控制方程组进行耦合求解,数值模拟了抛物型激光推进光船的工作过程。计算中对激光支持的爆轰波阵面进行实时追踪,以获得激光能量吸收源项,同时采用Gupta建立的高温平衡空气模型来计算工质的热力学参数和输运特性。并用所发展的数值模拟程序研究了不同构型设计光船的推进性能。最后分析了流场流动特性和推力生成机制。结果表明,推力面离焦点距离越近,光船获得的冲量耦合系数越大,而峰值推力越小。 相似文献
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液体和固体等凝聚态物质以其自身独有的特性引起了广泛的研究兴趣。目前的研究结果表明,液体工质的冲量耦合系数较高,固体工质的比冲较高,但是能量转化效率都比较低。对照化学火箭发动机的理想热力循环过程,在对激光推进工作过程合理简化假设的基础上,给出了激光推进的理想热力循环过程,对激光推进的能量转化效率和化学火箭发动机的热效率进行了定量对比分析,结果表明,在能量转化效率方面激光推进并没有优势。分析了掺杂材料、含能工质以及液膜对激光推进理想热力循环过程的影响。定量研究结果表明,含能工质对能量转化效率的提高作用最明显,掺杂材料和含能工质对能量转化效率的提高效果比较明显。 相似文献
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以Raizer建立的一维激光支持的爆轰波模型为基础,根据激光推进中焦点区内入射激光强度的分布情况,建立了二维激光支持的爆轰波模型。在相同的激光入射功率下,分别采用球面激光支持的爆轰波模型、球冠激光支持的爆轰波模型和二维激光支持的爆轰波模型与流场控制方程组进行耦合求解,探讨了焦点区内激光强度分布不同时的光船推进性能。结果表明,在吸收相同激光能量的条件下,三种模型所得推力曲线和冲量耦合系数在误差范围内均吻合,说明能量在焦点区的分布对光船推进性能的影响不大。 相似文献