多用途飞船返回舱虚拟振动试验研究

利用虚拟振动试验软件系统、多用途飞船返回舱的有限元模型和"神舟一号"返回舱的历史试验数据,对多用途飞船返回舱进行虚拟正弦和随机振动试验,考核了返回舱经受动力学环境的能力,研究发现设计方案在一阶共振区响应过大,存在较大的设计缺陷,经过多次迭代优化设计后的模型满足设计要求。研究结果为多用途飞船返回舱的设计和优化提供了依据。     

载人飞船返回舱再入着陆力学环境防护技术改进

文章对弹道-升力式载人飞船返回舱再入着陆力学环境及其乘员和舱载仪器设备的防护措施进行了理论分析和试验研究。适当的返回舱座椅安装角度有利于乘员承受再入过载。座椅缓冲系统是吸收着陆冲击能量、保护乘员最重要的环节,发挥返回舱结构缓冲吸能作用也是改善着陆冲击环境的有效措施。合理设计返回舱设备布局和安装形式可保护舱载设备免受着陆冲击损坏。防护措施的改进可有效保护乘员免受伤害,保证舱载仪器设备正常工作。     

载人飞船返回舱的飞行动力学特性与分析（上）

论述了载人飞船返回舱的飞行动力学之特点是其主要研究内容，以一种典型的载人飞船返回舱之构型作为实例，说明返回舱沿其再入轨道飞行时一些特征参数的变化规律，较为详细地分析了返回舱的气动特性、质量特性、旋转角速度、再入角、再入速度以及地转风对其再入轨道运动特性的影响，由此所得到的一些普遍规律，对当今世界上普遍采用的钝头轴对称旋成体外形的载人飞船返回舱之气动外形设计、结构设计、舱载设备／乘员的安装、控制规律     

神九归来不怕“热”——中国航天空气动力研究院进行返回舱防热部件地面烧蚀试验记

当神舟九号飞船返回舱带着耀眼的火光划破苍穹,从太空返回地球表面时,地面的人们不禁会担心,返回舱会被烧坏吗?返回舱里的亲人安全吗?在黑障区(指飞船返回大气层后无线电信号中断的飞行区段,离地80公里到40公里)飞行的几十秒,地面的人们更是会把心提到了嗓子眼。要验证飞船是否会因为受热破坏这个问题,首先需要进行大量的地面防隔热试验。大气层外物体在高速返回地球表面的过程中,由于与空气的剧烈摩擦产生强烈的气动加热,从而会被全部或部分烧毁。     

中国新一代载人飞船返回舱热控设计优化研究

文章针对新一代载人飞船返回舱再入过程气动热环境和返回舱传热特性,建立了气动热环境下返回舱动态耦合传热集总参数模型,能够描述返回舱防热层内侧蜂窝板、舱体、设备和舱内空气间的导热、对流及辐射动态耦合换热过程。文章应用该模型对典型新一代载人飞船返回舱气动热环境下的传热特性进行了分析,提出了防热烧蚀层内侧铝蜂窝板表面包覆多层隔热材料、增强舱外设备与返回舱壁热耦合、降低设备表面红外发射率等返回舱热控优化设计措施。热控优化措施应用于中国新一代载人飞船试验船,并通过首次在轨飞行验证,在近第二宇宙速度返回气动热环境下,返回舱结构、空气、设备等各项温度指标均满足指标要求,验证了返回舱热控设计的合理性。研究结果可为返回式航天器热控系统设计提供参考。     

飞行状态下固体火箭发动机比冲计算

以固体导弹飞行试验的外弹道测量数据和遥测数据为基础，将外弹道计算模型与固体发动机内弹道计算型相结合，建立了飞行状态下固体发动机比冲的计算模型，算例表明，该模型适用于固体发动机性能的快速工程分析。     

飞船舱门机构环境试验技术

文章主要介绍了飞船留轨舱和返回舱的大门机构在真空、高低温环境中的总漏率检测试验技术和开关性能测量技术。同时,还介绍了完成该项试验的无油真空环境模拟设备的组成、特点及检漏系统的参数分析等。     

载人飞船返回舱着陆待援段换热性能研究

在对载人飞船着陆待援段返回舱换热过程中各传热途径的量级范围及影响因素进行计算分析和对比的基础上,简化返回舱传热模型,提出返回舱综合换热系数的概念;并通过载人飞船返回舱换热试验对理论分析进行了验证,获取了返回舱综合换热系数的工程数据,所获数据可用于实现长时间地面待援期间返回舱内热环境的快速预示。     

联盟号改设计以防弹道式再入

《国际飞行》杂志网络版5月8日报道说,俄罗斯能源公司的联盟号飞船将通过修改设计来解决舱问分离不当问题。返回舱与服务舱分离不当可能是造成联盟TMA11飞船4月11日返航时转为弹道式再入的原因。该杂志从相关渠道得到消息．称分离不当导致了TMA11的弹道式再入。并称最近对飞船所做的几项“改进”有可能造成了上两次返回着陆问题。     

俄罗斯首次用回收舱取样

今年7月4日,俄罗斯回收了一个携带有和平号空间站试验样品和数据的称作彩虹的返回舱,该舱成功地落在俄罗斯境内。 彩虹舱可以从和平号空间站带回多达150公斤的试验样品、数据记录等。彩虹舱是由能源设计局设计的。在这以前,从载人空间站送回样品的唯一途径是靠联盟号载人飞船。 彩虹舱是由进步-M18号飞     

RLV再入标准轨道制导与设计

将可重复使用运载器(RLV)再入轨道设计分为纵向轨道和侧向轨道设计两个过程:首先引入形状约束因子,在不进行轨道积分的情况下,在再入走廊内快速优化设计RLV再入飞行剖面;然后结合轨道跟踪控制,设计侧向方位误差走廊,快速生成满足末端能量管理(TAEM)接口和航程等要求的再入轨道。进一步提出修正标准飞行剖面参数的航程更新及制导方法,并采用RLV概念模型进行仿真分析。仿真结果表明这种RLV再入轨道设计方法能够快速生成再入标准轨道,相应的RLV再入制导方法可行,且具有较高的制导精度和可靠性,鲁棒性好。     

基于雷达跟踪仿真的滑翔式再入弹道突防性能分析

从防御雷达对再入弹道跟踪效果的角度,对滑翔式再入飞行器的突防性能进行了初步分析。基于Unscented卡尔曼滤波和考虑气动模型的目标跟踪模型,加入雷达测量噪声,计算目标跟踪误差,比较弹道式与滑翔式再入弹道的跟踪效果。仿真结果表明：(1) 滑翔式再入弹道有横向机动且飞行高度较低,雷达的发现时间较晚,可观测时间比较短;(2) 由于雷达的跟踪动力学模型中很难对气动力准确建模,滑翔式弹道借助气动力产生机动,雷达对其跟踪的误差要大于弹道式再入弹道; (3) 在相近的雷达观测条件下,弹道机动性越强,雷达跟踪精度越差;(4) 尽量使防御方所假设的目标动力学模型失配是增加突防能力的有效措施。     

RLV再入轨迹机载快速优化

为了可重复使用飞行器再入轨迹机载快速优化的需求,开发一种再入轨迹快速优化算法。根据RLV再入三维轨迹的特点,引入了新的假设,对RLV再入轨迹状态方程进行简化处理,使优化迭代计算量大大减少,在此基础上,使用乘子法对再入终端约束进行处理,然后用共轭梯度法求解优化再入轨迹,最后以美国航天飞机为例计算再入最优轨迹。结果验证该算法在满足约束条件的情况下,具有很快的收敛速度,在不同初始再入条件和终端约束条件下,计算机时一般小于一分钟。该算法具有很好的工程应用前景。     

带有时间约束的再入滑翔轨迹设计

为了满足飞行器协同飞行任务需求，本文研究了带有时间约束的再入滑翔轨迹设计方法。首先，建立了合理假设条件下的再入滑翔运动模型，并且提出了一种再入滑翔轨迹分段方法。其次，针对不同飞行段特点及任务需求，分别设计了各段导引律。其中，重点推导了滑翔段飞行剩余时间和剩余航程的解析解，将剩余飞行时间与末制导交班点速度建立对应关系，运用解析预测-校正思想，通过在时间调整段和能量调整段调节倾侧角翻转时机和幅值，同时满足末端能量和时间约束。最后，通过理论分析与仿真校验说明了本方法的有效性及鲁棒性。     

轴对称型飞行器气动参数辨识研究

本文针对轴对称海防型号飞行器的特点，尝试在弹道坐标系内建立了气动参数估计的数学模型，较之传统的体系内建立的数学模型，其非线性程度小，方程间的耦合程度大大减弱，考虑到轴对称气动特点，使特估参数大大减少，有效地提高了估计效率。文中同时对气动参数可性做了一定的分析。某民导弹的模拟辨识结果表明所建立的数学模型及估计过程正确，有效。最后采用某次飞行打靶的实测数据进行了气动参数的辨识，弹道重构的结果令人满意。     

航天飞机的再入飞行走廊及再入飞行轨迹

在研究航天飞机再入返回问题时,确定再入飞行走廊和再入飞行轨迹是基础的研究问题之一。对于这方面的工作,参考文献[1]作了较详细的介绍。国内的一些作者在航天飞机方案论证时开始注意考虑这类重要的问题[2、3、4]。然而,他们所讨论的基本模型没有考虑地球自转对再入运动的影响。这种近似模型,对深入一步的方案论证就显得不能满足了。本文建立了一个精确的模型,给出与方案论证有关的仿真结果。     

考虑机动系数的标准轨迹再入制导方法

针对再入过程中标准轨迹的实际长度需要通过多次更新或迭代求解的问题,提出了一种基于机动系数的通用再入轨迹设计方法。该方法将机动系数定义为真实轨迹长度与初始纵程之比,将再入过程中的机动性进行了量化,可以快速获得到达指定目标可行的轨迹长度;采用真实轨迹长度作为设计参考阻力加速度剖面的依据,避免了轨迹长度的迭代,简化了再入轨迹的生成流程;轨迹曲率问题采用动态航向偏差走廊的方法,控制终端航向偏差、剩余航程满足设计需求。设计轨迹跟踪控制器进行参考轨迹跟踪,完成再入制导。在机动系数区间内指定机动系数进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的标准轨迹制导方法能够快速生成满足路径及终端约束的标准轨迹,且轨迹跟踪效果良好,有较好的应用潜力。     

再入轨迹多约束模型预测静态凸规划方法

针对大升阻比可重复使用飞行器再入滑翔轨迹规划问题,提出了一种基于自适应分段Chebychev伪谱离散的多约束模型预测静态凸规划算法(P-CMPCP),实现了全量终端状态约束及多过程约束作用下再入轨迹的高精度迭代解算。考虑倾侧角翻转导致控制量不连续,传统规划方法难以同时严格满足终端位置、角度约束,且过程约束易超限,采用自适应分段伪谱离散策略,构建全程飞行状态及过程性能指标约束对各配点处控制调整量的敏感度关系,从而将非线性最优控制问题转化为静态凸规划问题,并利用内点法对各分段控制量进行了协调优化。本文所提方法无需对动力学模型进行简化或近似处理,即能以少量积分运算使轨迹满足再入全量模型约束,且控制量平滑,数值精度优于传统规划方法。     

载人飞船的一种混合再入制导方法

提出了载人飞船的一种混合再入制导方法，即在制动段结束后的过渡段，利用落点预报及其制导规律在轨生成一条基准再入弹道，在再入段利用基准弹道制导规律实现再入升力控制的一种方法。该方法融合了落点预报制导方法和基准弹道制导方法的长处。相对基准弹道制导方法，该方法可对付较大的初始误差，达到较高的精度；相对落点预报制导方法，在再入段减少了计算量。数学仿真结果验证本方法是有效的。