重复使用空间运输系统轨道器的导航

空间运输系统轨道器的导航状态矢量的计算分两步进行:外推状态矢量(即对运动方程积分)和根据导航信息传感器的测量结果来修正该矢量.轨道器在发射段的导航完全用惯性测量器来实现.轨道器的位置和速度用惯性直角坐标系来确定.用导航滤波器来实现惯性测量数据与外部导航信息传感器数据的统一,而导航滤波器可以三路体制或单路体制工作.对发射入轨段、轨道飞行段、再入和着陆段的导航作了详细的叙述.     

美国航天飞机固体助推器的改进

1986年1月28日正当“挑战者号”航天飞机进行第25次飞行时发生了机毁人亡的重大事故.为查明事故发生原因,美国政府成立了事故调查委员会,并于1986年6月6日作出了事故分析报告.报告指出,事故的直接原因是右侧固体助推器一连接件的O形圈损坏,导致了结构的损坏.     

空天瞭望

美国发射最后一个“大观测台”美国航宇局用于天文观测的最后一个“大观测台”天文卫星8月25日由一枚德尔它2重型火箭从卡纳维拉尔角空军站发射升空。卫星进入绕太阳运行的轨道。该卫星称为“空间红外望远镜设施”(SIRTF)。这次发射也是德尔它火箭计划的第300次发射。德尔它火箭1960年5月进行了首次发射,但以失败告终。3个月后进行的第二次发射获得了成功。不过8月25日进行的这次发射中的“明星”不是德尔它火箭,而是耗资12亿美元的SIRTF卫星。该卫星上的红外观测仪器将以前所未有的精度进行红外天文观测,将使美国航宇局同时具备光学(哈…     

航天飞机测试发射监控系统

本文探讨了航天飞机检测发射监控系统的任务特点和范畴;提出了地面勤务系统四个中心的配置与检测发射监控系统在其中的地位和关系;提出了航天飞机技术阵地和发射阵地的测试发射体制,机-地结合检测方案的设想;强调了设计、研制、验证与检测发射一体化的设计思想和加强总体工作的重要性。     

航天飞机末端区域能量管理段航程设计研究

末端区域能量管理段的主要目的是控制航天飞机的动能和势能，并最终达到进场着陆段的初始要求，以保证最终成功着陆。制导系统通过能量、速度和侧向轨迹的控制，使航天飞机达到标准的能量状态。而航程设计是制导系统的基础，制导系统中控制指令的产生都依赖于航程预测，因此，设计预测航程对航天飞机顺利完成末区能量管理段的飞行至关重要。所采用的制导方法是将末端区域能量管理段划分为四个飞行段，即S形转弯段、捕获段、航向校准段及进场前飞行段。分别对四段进行了预测航程设计，并给出了仿真实例。仿真结果表明所设计的航程能够使航天飞机很好地完成末区能量管理段的飞行，具有较高的工程实现价值。     

国外航天飞机发展简况

1981年4月12日,美国成功发射了世界第一架航天飞机哥伦比亚号。至今,全球共有6架航天飞机先后升空,其中5架是美国的。至2003年1月,美国航天飞机已陆续飞行了113架次,但损失了2架;苏联只发射过1架暴风雪号航天飞机。暴风雪号只进行过一次无人飞行便无声无息了。因此,美国航天飞机是当代唯一投     

一种用于航天飞机轨道飞行主推进器耐硝酸铁喷注器阀的研制

Kaiser Marquardt 公司已经研制了一种直接作动式推进剂喷注器阀门来替代目前航天飞机轨道复位控制子系统主推进器使用的先导式阀门。设计的新阀门是对目前使用阀门缺点的改进,包括:对氧化剂系统内硝酸铁污染的敏感度,低温和干密封泄漏,及由于压力冲击导致的误动作。作为未来的替代阀门,设计的直接作动式阀门(DAV)使装有直接作动武阀门的主推进器完全可以替代装有先导武阀门的推进器,正因为采用相同的结构和电气接口,所以不需改变子系统的设计就可实现替代。直接作动式阀门包括一个波纹管使推进剂与作动器隔离以达到最耐硝酸铁和其它污染的目的,并且允许作动器选用最佳材料。波纹管同时可提供部分压力平衡以减少对电磁力的需求。由于直接作动式阀被迫受到原先的先导式设计的同样严格的外廓尺寸和功率的限制,所以直接作动式阀门电磁作动器的设计用 Kaiser Marquardt 公司的计算机程序高度优化.直接作动式阀门用锥面密封代替先导武阀门平面密封设计,这已经在其它阀门方案中被证明更为有效。直接作动式阀门内部的流场分布比靠液压作动主级的先导式阀门简单得多.设计的直接作动式阀门使推进剂陷坑最少,因而没有流道节流产生的在压力冲击时使阀门微微开启的压力不平衡。本文包括阀门设计说明书和阀门研制试验结果摘要。在研制方案阶段制造的阀门正用于 NASA 的白沙试验室的一种推进器海平面试验方案,接着将是子系统海平面试验。     

水平起降航天飞机火箭—冲压—火箭方案概念研究

本文提出了水平起降、两级入轨航天飞机的火箭-冲压-火箭方案。着重讨论了实现这个方案的推进系统,对冲压发动机采取了提前点火和高空补氧两项关键技术,使本方案具有可行性。在优化了推进系统的基础上,提出本方案航天飞机总体布局和基本尺寸,并给出飞行轨迹。通过质量计算所得的有效载荷比具有先进性。     

用极大值原理使航天飞机的降落弹道最佳化

本文提出了航天飞机降落弹道最佳化的概念和最佳性准则。推导了在使用气动制动装置控制气动升力和阻力的情况下,用极大值原理使航天飞机的降落弹道最佳化。