多星与上面级非对称分离技术研究

对多星与上面级非对称分离技术进行了研究。针对上面级多星非对称分离存在较大偏心的特点,通过优化调整,使用不同大小弹簧力的匹配抵消上面级转动的影响,减小了因卫星相对上面级偏心布置导致的分离力对卫星和上面级姿态的干扰。根据总体偏差量的概率模型,用蒙特卡洛仿真法统计出卫星姿态角和角速度的概率分布规律。     

发射消息

印度“静地卫星运载器”（GSLV）2型火箭1月5日在斯里哈里科塔岛萨迪什．达万航天中心发射了“静地星”14通信卫星。这是采用印国产低温上面级的GSLV-2型火箭的第二次研制性飞行,代号GSLV-D5。这也是整个GSLV系列火箭的第8次发射和第4次研制性飞行。由于2010年4NGSLV-2首射失败,这次发射的成败对急于用国产低温上面级取代由俄罗斯提供的低温上面级的印度空间研究组织来说显得格外重要。     

一种新型卫星转发器测试系统设计与应用

从卫星转发器分系统测试项目特点出发,设计了一种新型转发器测试系统,首次将变频矢量校准、系统级测试夹具及去嵌入方法运用在卫星转发器测试中,旨在解决传统转发器测试系统测试准备效率和测试效率低下且无法进行相位特性测试等问题。此转发器测试系统在卫星转发器测试中进行了实际验证,实测结果表明:该转发器系统测试效率比传统测试系统平均提高了3倍以上,测试精度也优于传统转发器测试系统,在一定程度上加快了了卫星装配、总装和测试(AIT)的研制进度。     

“猎户座”载人飞船进行首次飞行试验

<正>联合发射联盟公司的德尔它4H重型运载火箭2014年12月5日在佛罗里达州卡纳维拉尔角空军站发射了NASA首艘"猎户座"载人飞船,以开展一次短暂却很关键的不载人试验飞行任务。这次试飞任务称为"探测飞行试验"(EFT)1,旨在考核飞船一些关键系统,包括巨型防热罩、宇航电子设备、飞行软件和降落伞等,看是否适于未来的载人深空探测任务。按现行计划,该飞船接下来将分别在2018年和2021年由在研的"航天发射系统"(SLS)运载火箭发射,开展两次飞往月球空间的任务,但要到2021年的那次     

低空大动压级间分离碰撞边界预示方法

以低空大动压级间分离过程为研究对象,基于组合优化策略,研究多种偏差耦合干扰下分离碰撞危险包络优化分析方法。确定分离过程仿真优化的具体流程,并建立低空大干扰条件下级间分离过程动力学模型和仿真模型,最后通过算例对比分析校验模型的合理性与仿真方法的有效性。研究结果表明,通过组合优化策略可快速有效实现对随机偏差耦合干扰下低空大动压分离过程的碰撞危险包络进行定量预示,并为分离系统偏差量控制提供依据。     

我国高分卫星与应用简析

2014年,全球共发射了19颗对地观测卫星,其中有11颗是高分辨率卫星,它表明对地观测卫星与应用已全面进入"高分时代"。在这些高分辨率卫星中,包括我国发射的高分二号卫星,该卫星的升空使我国民用遥感卫星进入了亚米级"高分时代"。2015年3月6日,国防科工局宣布,高分二号卫星正式投入使用,与之前发射的高分一号卫星的配合使用,可以很好地推动我国高分辨率卫星数据应用,进一步完善我国高分专项建设。2015年,我国还有望发射高分四号卫星,它的最大特点是能大大增加对地观测面积,而且还能长期对某一地区进行跟踪观测。     

高超声速带喷流级间分离试验中腹支撑干扰影响特性研究

通过数值方法研究了高超声速级间分离测力试验中腹支撑对一级、二级弹体气动力的干扰规律,对试验中采用的“归零”干扰扣除方法得到的修正结果进行验证。主要研究不同迎角、级间距下腹支撑干扰对一级、二级流动结构和气动力特性的影响。研究结果表明,腹支撑干扰引起腹支撑一侧喷流出射高度增加。而腹支撑干扰引起的一级轴向力干扰量相对于轴向力原始量较小,一般小于2%,基本不需要进行修正。二级轴向力腹支撑干扰量百分比在0.1D(D 为模型参考直径)级间距、2°迎角状态最小,但也达到了10%,需要考虑进行修正。0.1D 级间距时二级法向力腹支撑干扰量采用“归零”修正方法的误差最小,约为0.005,基本可以接受。法向力的“归零”修正更适合于在0.1D 级间距下一级模型上进行,一、二级模型在0.5D 级间距下均不宜采用“归零”修正方法。     

基于试车数据的涡扇发动机建模优化研究

发动机特性图对精确建立仿真模型尤为关键。通过对发动机压比、推力、效率及流量等参数进行相关性讨论,利用GasTurb对V2500发动机进行建模仿真;在建模结果与试车数据误差较小、模型较为精确的基础上,利用特性图对模型进行优化修正。结果表明:在相同工况下利用特性图进行修正后,14个参数均有不同程度的优化效果,不同EPR时各参数平均误差分别由1.665%、2.385%、3.311%降至1.230%、2.385%、2.735%,有效提升所建模型的精确度。与其他优化方法对比,特性图修正法对设计点附近的工作点修正效果明显,对偏离设计点较多的则不太适用。本文将航空发动机原理、部件级建模仿真等研究进行有效结合,对特性图与发动机建模优化进行相关性探索及研究,具有重要的理论意义和实用价值。     

高负荷低反动度吸附式风扇气动设计与性能分析

为了探索研究风扇负荷极限,采用基于增加进口正预旋和动叶轴向速度提升的两种低反动度设计方法,对叶尖切线速度为370m/s的风扇级进行了气动设计研究。通过三维数值计算,结果表明,在设计点,风扇级实现了2.39的单级压比,通流效率达90.84%,且抽吸流量仅为进口的5.5%,达到了设计目标。进一步的流场分析表明,静叶根部较高的损失系数一方面与较强的激波有关,另一方面与端壁过大的抽吸流量导致的堵塞有关。改型设计应从降低根部入口激波强度或降低抽吸流量,即增加抽吸背压或缩小抽吸面积入手。