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针对吸气式抛物形喷管,通过辐射输运方程和流体力学方程联立求解,计算激光能量沉积过程中的爆轰波流场,并采用高温平衡气体模型计算后续的激波流场,得到了不同构形的喷管在不同条件下的冲量和冲量耦合系数。提炼了耦合多种影响因素的无量纲因子,讨论了入射激光能量和喷管构形对推进性能参数的影响,建立了抛物形喷管激光推进的能量相似律。结果表明:当顶点到出口最外侧点连线和对称轴的夹角固定时,冲量和冲量耦合系数随无量纲因子先增大后减小,在0.37附近取得极大值;当无量纲因子固定时,冲量和冲量耦合系数均随夹角增大而减小,冲量随入射激光能量增加而增大,冲量耦合系数受能量的影响程度很小。 相似文献
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交会对接是空间站任务中一项非常重要的技术。基于C—W方程,推导了用直角坐标和轨道根数描述的远程导引段多冲量变轨段策略的方程,同时给出了求解方程组的迭代算法。随着冲量的施加,剩下的变轨量不足以瞄准交会时刻目标的全部状态时,给出了瞄准部分变量的方法。通过算例验证发现,存在定轨误差的情况下,部分变量瞄准法能精确地瞄准任务所关心的变量。 相似文献
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根据辐射传热基本原理和计算对象的几何物理特点,采用节点热网络方法 ,提出空间实验室尾部变轨发动机组和对接机构组合系统的热分析数学模型。利用龙格-库 塔法,求得变轨飞行期间变轨发动机瞬态温度的变化历程和对接机构主体结构——对接框 架周向、轴向温度的变化规律,着重分析对接机构组件表面辐射特性εd、液体发动 机倾角β和间距R对对接机构温度分布的影响,指出两个高温发动机热辐射对尾部 对接机构造成的热影响范围,大致在周向角θ=90°±30°和θ=270°±
30°区域,最高温度位于对接框底部,其值介于30~90℃之间,温度随发射率的变化率
ΔT/Δεd≈96℃,表明发射率εd和发动机间距R是影响对接机构温度水平 的重要因素。热分析工作是提出并改进对接机构热控设计方案的技术依据,具有十分重要的 工程应用价值。 相似文献
30°区域,最高温度位于对接框底部,其值介于30~90℃之间,温度随发射率的变化率
ΔT/Δεd≈96℃,表明发射率εd和发动机间距R是影响对接机构温度水平 的重要因素。热分析工作是提出并改进对接机构热控设计方案的技术依据,具有十分重要的 工程应用价值。 相似文献
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压力传感器过冲量δ的测量及其在动压测量中的应用 总被引:2,自引:1,他引:1
阐述了影响压力传感器过冲量6的因数及其测量方法,指出:当输入信号上升时间大于0.02π/ωd时,压力传感器的过冲量是随输入信号上升时间变化的不定量,用激波管端面安装的方法测得的过冲量是压力传感器的最大过冲量;不是所有动态压力测量场合都需要考虑压力传感器过冲量的影响;压力传感器的过冲量应该按照实际工作状态进行标定。 相似文献
48.
航天器空间交会过程综合变轨策略研究 总被引:6,自引:0,他引:6
文章研究了空间交会远程导引阶段综合变轨问题的变轨策略方法和实用理论模型。文章首先简要描述了综合变轨的技术条件和策略方法 ;然后重点建立了多脉冲综合变轨的轨道动力学模型 ,并给出了数值求解方法 ;最后用自行开发的仿真程序进行了远程导引多脉冲综合变轨的算例仿真。仿真结果表明 ,该模型和算法具有工程实用性 相似文献
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在设计交会对接绕飞段的制导方案时,除考虑燃耗因素外,轨迹安全性设计指标也应予以满足。本文基于C-W方程的经典双冲量控制策略应用于绕飞段,在以往固定时间的双冲量控制研究的基础上,分别以燃耗、轨迹被动安全性、任务恢复执行能力和初始状态偏差作为独立约束条件,利用MATLAB计算机寻优,得到逐个独立约束下的控制时间的范围,同时采取逐层缩小的方式,最终获得了满足绕飞段轨迹安全性的设计要求以及满足多种约束条件的一种可以作为绕飞段优选的控制策略的双冲量控制方法。 相似文献
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对长二捆近地点变轨固体火箭发动机动平衡用校验转子、工装、空载/满载发动机、卸载/不卸载发动机以及有无喷管发动机等各种状态下动平衡参数进行了试验研究,并对其动平衡在数进行了理论计算。 相似文献