好事多磨的国际空间站

2010年2月8日,美国“奋进”号航天飞机上天,为国际空间站送去了第三个、也是最后的节点舱——“宁静”号节点3号舱,以及欧洲“嘹望塔”号观测舱。这标志着国际空间站非俄罗斯舱段的建造已完成,国际空间站的建造工程已完成了90％。此后,航天飞机还将执行4次国际空间站任务。届时,耗时25年、花费数百亿美元的国际空间站将基本建成,航天飞机也将光荣退役。     

航天飞机退役时间拖到明年

NASA7月1日宣布,因最后两次飞行任务推迟,其航天飞机编队的退役时间将至少拖到2011年初。航天飞机计划管理部门当天正式决定将原定9月16日进行的发现号航天飞机发射时间推到11月1日,原因是要运送的货物的准备工作出现延误。受此影响,原定11月27日发射的奋进号将推迟到2011年2月26日发射。发现号此次代号STS-133的飞行任务将把意大利造“莱昂纳多”舱和一台拟人机器人送上国际空间站。     

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法

为保障直升机被弹击后仍具备充足时间供直升机安全降落,亟需对弹击后传动轴进行损伤容限设计,确保其被击中后仍拥有足够的剩余疲劳寿命.本文提出了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法,可有效预测弹击损伤后的疲劳裂纹扩展寿命.采用该方法对尾传动轴进行弹击动力学仿真分析;其次,发展一种非标准断裂韧度测试方法以获取尾传动轴的断裂...     

危险的太空行走

在航天技术飞速发展的今天,太空行走已不算什么新鲜事了,尤其是美国和俄罗斯航天员,为了建造和修理空间站,经常出舱漫步,进行各种试验和维修工作,一呆就是几个小时,如履平地。其实,太空行走是风险很大的一项航天活动,因为太空环境非常恶劣:没有气压,没有氧气,阳光下温度高达120℃,背阴处温度低于零下100℃,还有大量的宇宙辐射。因此,在太空行走时必须使用     

KM6水平舱环境控制系统

为满足中国载人航天的需求,研制了可进行人-船-服联合试验的大型空间环境模拟设备——KM6水平舱。文章介绍了该模拟设备的环境控制系统。它有两大功能:一是为舱内参试人员提供气体和应急救生用气;二是控制试验环境,包括对各种环境参数的控制,如控制舱内温度、湿度、压力、局部氧气压力,清除舱内气态污染物。在对水平舱减压时,不仅要注意每一项参数的控制稳定性,还要注意对所有参数的整体控制,因为这些参数是互相关联的。为了研究这些参数之间的关系,对该舱建立了数学模型,得出了不同边界条件下的最优控制方案。     

神舟-7载人飞船10月择机发射

2008年6月12日,中国载人航天工程办公室新闻发言人宣布,神舟-7载人航天飞行任务将于今年10月择机实施,担负飞行任务的航天员飞行乘组已经确定,3名航天员组成飞行乘组,3名航天员担任候补。任务实施期间,将由飞行乘组中2名航天员进入飞船轨道舱,穿着舱外航天服完成出舱活动准备,其中1名航天员出舱进行太空行走,并完成有关空间科学实验操作。按照飞行训练计划,     

资源一号02B卫星分系统问抗电磁干扰的措施

数据采集分系统上行链路在整星EMC试验中受到干扰,文章描述了为抗干扰采取的屏蔽、隔离等相关措施。结果表明：姿态与轨道控制分系统两台星敏感器对外传导发射干扰和HW数传分系统编码器对外辐射发射干扰均已减弱,并且改善了数据收集分系统工作的电磁环境,从而使其上行链路干扰从15dB减少到4dB,证实所采取的EMC抗干扰措施有效,数据收集分系统、姿态与轨道控制分系统和HW数传分系统之间是电磁兼容的。     

W型无尾飞机横航向多变量鲁棒控制设计

以基于前掠翼布局及翼身融合一体化技术设计的W型无尾飞机为被控对象,采用线性二次型高斯/回路传输恢复LQG/LTR(Linear Quadratic Gaussian with Loop Transfer Recovery)多变量鲁棒控制方法完成了飞机横航向控制设计.该方法解决了由于该特殊构型导致的本体不稳定,以及运动模型的不确定性、随机干扰下控制系统可能出现的不稳定和控制精度不够的问题.系统仿真结果表明,控制系统实现了横航向指令的精确跟踪,不但具有良好的鲁棒性,而且调节性能良好,满足W型无尾飞机横航向控制设计的要求.      

不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究

为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws) Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定.      

舰面飞机尾喷流对进气道温度场影响的仿真分析

舰载机在加力起飞时通过舰面安装的偏流板将高温尾喷流引向空中排出,避免了高温尾喷流损伤舰面工作人员和舰载设备,但一部分高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流受发动机抽吸作用的影响,容易被进气道吸入,导致发动机推力降低,严重时诱发发动机喘振,危害舰载机的使用安全。为了获得高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流场流动机理以及参数影响规律,采用数值仿真分析方法开展了研究。首先,通过公开的试验数据验证了仿真分析方法的准确性;然后,完成了舰面环境下某型舰载机双发尾喷流冲击偏流板后的流动机理和温度场特征分析,获得了高温气体被进气道吸入的动态流动特性和进气道出口的温升率;最后,通过研究发动机转速不对称、来流风速、尾喷口到偏流板距离等参数对进气道出口温度畸变强度的影响规律,获得了尾喷口到偏流板的距离对回流场整体强度与分布起决定作用,以及进气口的位置影响进气道抽吸流场与回流场的耦合特性这一结论。