火箭助推器翼伞回收动力学仿真与试验分析

翼伞具有良好的滑翔性、操纵性和稳定性,能够解决火箭助推器落点散布大导致的安全性问题。为对翼伞回收系统和控制系统进行优化设计,以基于可控翼伞回收技术的火箭助推器–控制平台—翼伞多体飞行系统为研究对象,采用拉格朗日乘子法建立了三体组合10自由度多体动力学仿真模型,考虑了翼伞的表观质量特性和火箭助推器的气动力影响,对某次空投飞行试验进行了动力学过程仿真重建,通过仿真与试验的对比分析飞行机理和系统性能。分析结果表明,翼伞系统间存在多体相对运动,必须采用多体动力学模型进行研究;机动飞行时,火箭助推器与翼伞间的相对运动角度并不大,而且火箭助推器的大尺寸对相对偏航运动的影响也并不显著;航向跟踪误差主要来自操纵效率低,在小角度航向跟踪误差时,需提高操纵控制增益。研究成果可以为翼伞系统的工程设计与应用提供参考。     

基于翼伞回收助推器的遥控遥测系统设计

遥控遥测系统是翼伞回收助推器的重要组成部分,翼伞定点回收必须在回收过程中实时掌握助推器的各类遥测参数,通过遥测参数判定翼伞的飞行状态是否健康,一旦出现偏航可以通过遥控手段实时调整飞行姿态.文章介绍了一种能够实现实时采集助推器运动状态,并可以根据遥测数据对系统状态进行观察、判断,决定并执行控制权在箭上和地面自由切换的遥控...     

运载火箭助推器伞控回收方案及安全性分析

近年来民营航天公司在火箭回收技术上取得了巨大的突破和成功,受到了广泛关注,各国各种先进回收技术和方案也在验证中,我国也已加速开展回收方案论证和试验验证。提出了一种简单可靠、子系统成熟、成本低廉且具备快速搭载飞行试验演示验证条件的回收方案,该方案采取伞降减速、翼伞落点控制及支腿着陆防护的方式回收助推器,可以作为我国火箭回收工程实践的第一步,为后续回收技术研究和实践积累经验和数据。通过助推器分离仿真分析、再入过程气动计算及姿态仿真计算表明助推器回收方案不影响主飞行任务安全性,再入回收过程可控,具备工程实施的可行性。     

美国蓝源公司实现火箭助推器重复使用

正2016年1月,美国新兴航天企业蓝源公司利用回收后的火箭助推器成功发射"新谢泼德"亚轨道试验飞行器,并再次完成助推器地面垂直回收,实现了航天史上首次真正意义的同一枚液体火箭助推器的重复使用,向探索低成本航天发射的道路迈出了重要一步。1.回收后的"新谢泼德"再次完成垂直着陆。"新谢泼德"亚轨道试验飞行器于2015年4月首飞,至今共进行3次飞行试验,除第一次助     

运载火箭助推器回收技术分析与启示

可重复使用运载火箭对于实现低成本、高可靠、自由进出空间具有重要作用,是提高我国进入空间能力,提升我国综合国力的重要途径之一,实现助推器回收是运载火箭进行重复使用的核心技术。以运载火箭可重复使用技术为背景,从运载火箭助推器伞降回收、垂直返回和带翼飞回3种回收方式着手,充分调研了美国、俄罗斯、欧洲在运载火箭助推器回收技术领域开展的几个典型项目的方案特点和研制情况,以及我国相关技术的发展状况,分析比较其技术难点和应用前景,提出我国发展助推器回收技术的相关建议,为我国发展可重复使用运载火箭提供研究发展思路和参考。     

“能源号” 运载火箭助推器的回收

苏联“能源”号的助推器是可回收的,在每个助推器组件底部有一个独特的折叠桨叶形减速板.减速板由一个简中的雷管烟火装置(b)起动,由气功力削十工作状态.减速板使已熄火的助推器脱离开“能源”号主体,第二级发动机和有效载荷则继续飞向轨道(b、c).     

关于固体助推器飞行残骸产生分层的金相分析及讨论

打靶飞行试验后，固体助推器1号壳体残骸情况如下：1遥测、光测证明、固体助推器1号在整个飞行阶段工作正常、完整无缺。     

可控翼伞回收系统运动特性仿真研究进展

扼要地介绍了近年来我国航天科技工作者在翼伞回收系统运动仿真研究方面所做的工作。内容涉及翼伞系统的建模、滑翔转弯与雀降性能仿真研究以及相应的稳定性分析。研究结果对翼伞回收系统的设计和试验有参考价值。     

航天飞机固体助推器的分离系统

航天飞机固体助推器的分离方法类似于大力神Ⅲ火箭所使用的方法。但是主要由于轨道器的存在,航天飞机固体助推器的设计必须满足某些特殊要求。并列的助推器同推进中的带翼载人航天器进行超音速分离,在     

多翼伞系统智能协同控制研究

为了在实际空投任务中实现大规模的物资、装备补给,采用多翼伞协同是未来翼伞空投的重点发展方向,然而基于多体协同的空投方式也提高了控制的复杂度。为实现大规模多翼伞空投系统协同控制,文章采用了多翼伞系统非线性降阶模型,提出了多翼伞系统协同控制算法,并对控制器进行了稳定性分析。通过仿真实验与实际翼伞试验,验证了该控制算法在各翼伞个体分散投放的情况下,各翼伞通过局部信息交互获得其邻居翼伞的位置,可在较短时间内实现具有一定的安全间距的编队协同飞行,避免了相互碰撞的风险,最终雀降着陆。文章研究的方法对多翼伞系统协同控制有较好的效果,可为多翼伞系统的进一步研究提供理论参考。     

可控翼伞的飞行控制程序设计与运动仿真

文章介绍可控翼伞飞行控制程序的设计。以提高落点精度和减少操纵量为准则 ,设计了分阶段的归航控制程序 ,该程序中的关键参数运用仿真优化方法得以确定。为验证和改进翼伞飞行控制程序 ,构建了翼伞归航的可视化仿真环境。该仿真环境可以给出在设定条件下归航的仿真结果 ,包含翼伞系统运动轨迹的显示和统计分析结果 ,同时能直观地显示翼伞系统在三维场景中的归航过程。     

航天飞机的固体助推器

航天飞机每次飞行时用两个固体火箭助推器提供初始爬升推力,使航天飞机与它的有效载荷从发射台上升到约44公里的高度。发射前,整个航天飞机重量由两个助推器支撑。助推器由固体火箭发动机、支承桁架、推力向量控制系统、分离装置、回收系统、电器与仪表六个分系统组成,全长48.5米,直径3.7米。每个助推器的核心部份是发动机,它是迄今已飞行的最大的固体火箭发动机,而且首次设计成为重复使用的。发动机由11段焊接成四个装药段,装药段在制造厂就地浇注推进     

翼伞空投系统动力学建模与仿真

为了解决空中遇险飞行人员的救生问题和实现特殊需求时的精确空投问题,文章针对国内某型号的翼伞空投系统,首先建立了六自由度刚性连接模型,重点分析了翼伞系统的滑翔特性和转弯特性;其次,使用Open GL动画显示技术对系统轨迹进行了虚拟仿真,使得仿真结果直观化、可视化。仿真结果表明,翼伞受到侧向风作用时会随风漂移,并且漂移速度近似等于风速;翼伞受到单侧下拉偏量作用时会进行转弯运动,且单侧下拉偏量越大,转弯速率越大,转弯半径越小。仿真结果与现有的飞行试验数据一致,证明了模型的正确性和有效性,为翼伞系统在空投上的运用提供了理论支撑。     

可控翼伞的飞行控制程序设计与运动仿真

文章介绍可控翼伞飞行控制程序的设计。以提高落点精度和减少操纵量为准则，设计了分阶段的归航控制程序，该程序中的关键参数运用仿真优化方法得以确定。为验证和改进翼伞飞行控制程序，构建了翼伞归航的可视化仿真环境。该仿真环境可以给出在设定条件下归航的仿真结果，包含翼伞系统运动轨迹的显示和统计分析结果，同时能直观地显示翼伞系统在三维场景中的归航过程。     

H－2火箭固体助推器推力向量控制系统的研制

Ｈ－２火箭固体助推器推力向量控制系统的研制Ｈ－２是日本新研制的一种使用液体氢氧推进系统的两级运载火箭，捆绑了两台大型固体火箭助推器。助推器在火箭的上升飞行阶段用于提供大部分推力，并产生火箭操纵所需的控制力。它主要由四个发动机壳段和一些结构组件（后裙、...     

翼伞系统稳定性分析的分歧与突变理论法

文中应用分歧与突变理论法建立了翼伞系统飞行稳定性分析的方法。该方法非常程序化,便于应用计算机求解,通过计算结果的图形显示,可非常直观地了解翼伞系统设计参数对系统稳定性的影响,给出翼伞系统的全局稳定性分析结果,为翼伞设计人员提供必要的设计参考数据。     

航天飞机用的液体火箭助推器

用液体火箭发动机作为航天飞机助推器的设想虽然很早有人提出过,但被人们搁置了达20年之久.美国肮天局早期的结论认为液体火箭发动机不能承受海水浸渍.但自从“挑战者”号航天飞机固体助推器发生故障而导致灾难性事故之后,美国航天局又重新对液体助推器方案进行了考查,以了解这种方案能否对安全飞行有所改善,以及能否增加有效载荷.这段时间美国肮天局及其承包公司进行了论证,发现液体助推器有不少好处,例如一旦出现故障,实现中止飞行的可信度较高;可增加有效载荷,对低地球轨道     

翼伞系统分段归航轨迹的优化设计

如何有效利用翼伞系统自身的可操作性来规划归航轨迹 ,一直是研究人员关心的问题。近来 ,分段设计的方法以其计算简单、轨迹可知和工程实用的特点而备受关注。从六自由度动力学建模和仿真入手 ,分析了翼伞系统飞行的基本特性 ,在此基础上进一步简化了模型。然后详细介绍了一种分段优化设计翼伞轨迹的思想和各阶段的特点 ,仿真试验结果表明此方法是可行的。     

波音公司研究航天飞机用液体助推器

波音公司研究航天飞机用液体助推器美波音公司正在研究一种供航天飞机使用的液体推进剂回收式助推器设计方案。这种助推器有可能取代目前航天飞机系统所用的固体火箭发动机，从而为航天飞机计划节省大量的费用。这项工作是根据美国航宇局马歇尔航天飞行中心一项１００万美...     

翼伞系统稳定性分析的分歧与突变理论法

文中应用分歧与突变理论法建立了翼伞系统飞行稳定性分析的方法。该方法非常程序化，便于应用计算机求解，通过计算结果的图形显示，可非常直观地了解翼伞系统设计参数对系统稳定性的影响，给出翼伞系统的全局稳定性分析结果，为翼伞设计了人员提供必要的设计参考数据。