空天飞行器

摘要： 空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。

摘要： 空天飞行器具有多约束紧耦合复杂系统设计、高精度自主再入返回控制、快速周转可重复使用的特征。文章围绕空天领域技术特征、发展现状及标准化需求,提出空天领域技术标准体系建设设想,包括建设目标、总体思路和建设原则,并进一步确定了技术标准体系一级框架。结合空天领域技术标准体系建设初步实践,对预期效果进行了展望。

摘要： 空天飞机是航空技术与航天技术高度结合的飞行器,它的诞生把宇宙空间开发推向了一个新的阶段。在空天飞行器的研究上,20世纪的苏联可以说是位于领先地位,其提出的“螺旋计划”也是人类最早的“空天飞机”计划之一。大胆的设计方案1976年2月17日,苏共中央委员会及苏联部长会议通过了第132-51号决议,决定建立多次使用航天系统,这也是苏联航天飞机项目以文件形式确定下来的最早的源头。决议中批准了暴风雪号航天飞机和黎明号运载火箭(后来改称能源号运载火箭)的设计工作,苏联人希望用这种既能航空也能航天的飞机,对外太空的敌方卫星进行打击,以此来终结美苏之间的太空竞赛。

摘要： 针对放宽静稳定度条件下水平起降空天飞行器控制舵面尺寸设计难度大的问题,提出了一种基于代理模型的控制舵面一控制参数一体化设计方法.首先,基于鸽群算法构建了包含结构参数的空天飞行器气动特性代理模型,获得了气动特性参数随飞行条件、控制舵面尺寸及质心位置的变化关系,为控制舵面一体化设计提供输入.然后,设计了基于C*结构的空天飞行器纵向参考模型跟踪控制律,并将考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面一体化设计问题转化成多约束条件下的多目标优化问题.并采用非光滑优化算法计算得到了同时满足飞行品质、舵面饱和、舵面偏转速率等约束的最小控制舵面及对应的控制参数.仿真结果表明,该方法能够在满足性能指标约束的前提下有效减小控制舵面的尺寸,具有较强的工程应用价值.

摘要： 针对空天飞行器再入制导问题,提出一种考虑禁飞区规避的分段预测校正制导方法.在再入段前期采用剩余航程作为目标函数,后期引入预测落点偏差作为目标函数进行制导指令求解,同时确定倾侧角幅值和符号,兼顾了计算效率与终端制导精度.在此基础上,对于再入过程中的禁飞区规避问题,把禁飞区分为两类,增加了通过倾侧角幅值修正策略实现侧向规避制导的逻辑,可适用于无法单独通过倾侧角反转规避禁飞区的情况.最后,通过开展考虑再入初始状态和气动品质不确定性的蒙特卡罗仿真,验证了提出的分段预测校正制导方法可以有效引导空天飞行器规避禁飞区,与单段目标函数预测校正方法相比,具有更高的制导精度.

摘要： 针对空天往返飞行器的返回滑翔段在线制导问题,设计了一种新的滑翔段飞行剖面,实现了滑翔段终端交班高度、位置和倾角约束的自动满足,减少了在线制导算法中需处理的约束数量.推导了滑翔段运动状态、过程约束和性能指标的解析表达式,获得了剩余航程和终端速度间的函数关系.在此基础上,提出了一种双层在线制导方法:内层解析重构飞行剖面,同时通过解析确定路径点来改变剩余航程的变化率,进而对终端交班速度进行控制;外层借助解析表达式,使用粒子群优化算法(PSO)和改进共轭梯度法(CGM)优化飞行剖面,从而满足过程约束和指标要求.最后通过数学仿真验证了方法的正确性.

摘要： 北京航天长征飞行器研究所(以下简称研究所)成立于1971年2月10日,是我国专门从事空天飞行器及有效载荷的研制单位,主要从事航天飞行器设计研制、空间智能飞行和返回技术研究开发、机电一体化技术研究开发等.五十年不忘初心.研究所的前身是第七机械工业部一院一部第四研究室,是我国第一枚导弹"1059"和首次"两弹一星"试验任务的重要参与者.研究所自建所起就肩负着铸国利剑、奠定国家战略安全基石的崇高使命。

摘要： 针对空天飞行器再入大气层阶段的直接力/气动力复合控制分配问题,设计了一种基于改进指标函数的动态控制分配律,兼顾了反作用控制系统燃料消耗和闭环控制系统响应速度需求.此外,针对空天飞行器面对称大攻角再入引发的横侧向气动强耦合问题,在预测控制律中引入了通道间交叉耦合反馈项,对姿控过程进行增稳.对比仿真结果表明,动态分配算法在提高了再入姿态控制精度的同时降低了反作用控制系统的燃料消耗;交叉耦合反馈项的引入,缓解了倾侧角指令突变对偏航通道稳定性的干扰影响.

摘要： 设计具有变形能力的飞行器结构,通过主动改变其气动外形是提高空天飞行器飞行能力和环境自适应性的有效途径.本文提出了一种可实现单侧弯曲与多级伸展变形的空天飞行器非圆截面变体头锥机构设计方法,可独立进行头锥的多级伸展及弯曲运动,实现变体形式多样化;通过在伸展机构级间设计锁定装置,保证了头锥变形的展开稳定性.结合飞行工况,计算了头锥伸展过程中所受载荷及所需驱动力.头锥伸展及弯曲运动仿真结果论证了方案的可行性.在给定驱动模式下头锥机构的轴向最大伸展位移与体长比为0.43,伸展弯曲比可达3.5.通过分析变形过程的位移、速度及加速度变化规律发现,所设计的变体头锥机构可实现较好的运动特性和运动平稳性.

摘要： 首先介绍了空天飞行技术的发展历程与现状;结合各国发展经验及空天飞行器飞行特点提出了空天飞行技术面临的基础科学问题,并依据目前的技术发展情况提出了具体解决途径;阐述了空天飞行技术的未来发展方向.太空是人类的未来,"廉价、便捷、安全、机动"的空天飞行器将颠覆现有进出空间方式开辟新太空时代.

摘要： 随着空天技术的高速发展,开展空天领域任务规划研究变得越来越重要.针对空天飞行器任务规划的发展需求,采用组件化分层架构设计,提出了一种开放、通用、具备可扩展特性的空天飞行器通用任务规划框架设计构想.在统一标准的基础框架上,通过功能模块的灵活划分、扩展,使得系统具有开放式、组件化、分布式以及可扩展等特征及规划方案的仿真推演与评估功能.该通用任务规划框架考虑了成本核算、安全系数及便捷实用等因素,能够支撑多种空天产品从论证、研制到运营维护、回收再利用的全寿命周期.在不同的空天应用需求下,支持任务规划系统的快速开发、空天飞行器规划方案拟制以及方案的仿真评估,满足各种常态化空间任务需要,最终给出最优的适合特定空天应用需求的空天飞行器规划方案.

摘要： 空天飞行器在再入返回段将承受超强的气动噪声载荷,该载荷会引起结构的剧烈有害振动,乃至振动/声疲劳破坏.因此,快速准确地预计全机气动噪声载荷分布在飞行器动强度设计以及结构完整性评估中至关重要.本文针对某型空天飞行器外形,使用无碰撞Boltzmann方程、Dahlem-Buck方法以及桥函数方法对飞行器表面气动参数分布进行了计算,并使用美国学者Laganelli等人基于风洞、飞行测试归纳出的工程经验公式对飞行器各部位气动噪声水平及频谱分布进行了预测,该噪声环境将作为动载荷输入用于飞行器危险部位振动/声疲劳设计,并在后续研制中得到试验及飞行实测数据的验证及修正.

摘要： 本文为实现空天飞行器头锥伸缩以及弯曲变形的功能,设计了一种基于并联机构的飞行器变形头锥装置,并通过计算确定了装置中驱动轴、丝杠等的关键尺寸.该机构通过并联机构各运动分支链的伸缩以及摆动实现头锥装置整体的伸缩和弯曲,以适应飞行过程中的要求.本文通过强度校核计算确定并联机构部件的关键尺寸,满足设计的强度要求.提供了一种新的变体飞行器设计思路.

摘要： 本文为满足空天飞行器的变体需求使用套筒滑块导杆机构设计了一种全新的具有可展结构的飞行器变体头锥机构,并通过PRO/E对其运动学特性进行仿真分析.该机构通过主轴推动套筒的伸缩以及滑块推动导杆实现头锥的伸长和弯曲,达到可应对飞行器飞行过程中会遇到不同的空天环境的目的.为得到机构整体运动趋势,本文通过PRO/E仿真软件对该结构进行仿真,得到了关键点的位移曲线,并分析得出其可使得飞行器具备更好的飞行性能,为变体飞行器的变形设计提供了新的思路和方法.

摘要： 基于等应变能密度设计类同于等vonMises应力设计的前提下,以工程中锥筒结构为对象,开展了旋转横向过载作用下支架结构的等强度设计.以支架结构的单元应变能密度相等(类同于最大vonMises应力和最小vonMises应力比最小)为目标函数,以材料用量为约束条件,利用“逻辑与”(Logical And Scheme)综合方式解决多工况载荷边界条件,研究了旋转横向过载下结构拓扑优化设计,得到了最大/最小应力比明显下降的结构构型,体现了结构的等强度设计特征.

摘要： 空天技术日益成为一个国家综合国力的重要标志,是人类拓展时空运用能力的重要手段,同时也面临着极端热/力/氧耦合服役环境,蕴含着许多未被认知和解决的核心科学问题.针对超高温防热复合材料的长时间高温维型能力、高升阻比、高效隔热和轻量化等关键问题,开展了非烧蚀型超高温陶瓷复合材料、韧化型轻质非烧蚀防隔热复合材料和超轻质烧蚀型防隔热复合材料三类典型超高温热防护材料的设计与制备,揭示了超高温防热复合材料的氧化烧蚀机理及抑制方法,为中国未来空天飞行器用超高温防热复合材料的研制奠定了基础.

摘要： 本文针对空天飞行器再入姿态的气动舵面和RCS控制系统的特点,从工程化应用的角度出发,提出了三种气动舵面/RCS复合控制系统构型:指令型、力矩型、指令误差型.基于三种构型,设计了空天飞行器再入返回的控制系统,并进行了仿真分析.结果表明,三种不同的控制系统均能满足指令跟踪要求,从执行机构的工作情况的角度分析,指令型复合控制系统的综合性能最为理想.

摘要： 船摇预测是影响空天飞行器海基测量的关键因素,从统计物理角度采用Hilbert-Huang(HH)变换方法对数组实测船摇数据进行研究.每个一维时间序列通过给出的新方法构造产生一个二维平面上的解析信号,新构造的解析信号拥有原始信号的完整信息,通过HH方法,发现了一系列传统方法无法得到的隐藏信息,与传统预测方法相比,通过这些信息可以基于历史船摇数据更精确的预报在相当长时间后的船摇量.我们的发现为空天安全中飞行器测量提供了一系列基础和有力的理论支撑.

摘要： 基于氦闭式循环的深度预冷发动机,在系统级地面试验研究过程中,由于预冷器的强预冷作用,试验台模拟的高温来流将快速降温至常温甚至零下,而预冷器换热微细管外表面温度甚至低于-100°C,因此将造成预冷器部分微细管表面结霜,甚至由于结霜过多堵塞预冷器空气通道,导致性能下降和整机工作不匹配的风险.而多数试验台来流采用煤油直接加热的方式模拟总温,含有大量的水蒸气,造成结霜风险加剧.本文针对预冷发动机地面试验过程中预冷器结霜的原理、结霜的抑制方法及主要风险进行了探讨,并重点针对喷醇类物质防结霜方法进行了理论分析及试验研究,结果表明,甲醇可在不高于1170K 的来流状态、折合体积浓度占比不大于6.9％的条件下,直接喷入高温来流用于预冷器结霜抑制.

摘要： 基于氦闭式循环的深度预冷发动机,在系统级地面试验研究过程中,由于预冷器的强预冷作用,试验台模拟的高温来流将快速降温至常温甚至零下,而预冷器换热微细管外表面温度甚至低于-100°C,因此将造成预冷器部分微细管表面结霜,甚至由于结霜过多堵塞预冷器空气通道,导致性能下降和整机工作不匹配的风险.而多数试验台来流采用煤油直接加热的方式模拟总温,含有大量的水蒸气,造成结霜风险加剧.本文针对预冷发动机地面试验过程中预冷器结霜的原理、结霜的抑制方法及主要风险进行了探讨,并重点针对喷醇类物质防结霜方法进行了理论分析及试验研究,结果表明,甲醇可在不高于1170K 的来流状态、折合体积浓度占比不大于6.9％的条件下,直接喷入高温来流用于预冷器结霜抑制.

摘要： 一种空天飞行器着陆进场飞行试验挂架，包括：钢索、焊接钢架、固定环、转接环、吊点连接盒、稳定伞连接结构、压脚、标高板和稳定伞，通过设计挂架结构与飞行器、挂架结构与稳定装置的机械连接接口可调节补偿功能实现飞行器在挂飞过程中稳定飞行，挂架的钢索与直升机中心钢索通过接头用螺栓固定，挂架与飞行器通过前后两个爆炸螺栓实现连接。挂架钢索接头使用转接环，具有长度可调整功能，可适应飞行器重心变化，保证平稳起吊。

摘要： 本发明公开了一种适用于空天飞行器的恒压水蒸发器，该恒压水蒸发器由冷却水箱和压力控制阀组成，压力控制阀通过连接头螺纹连接在冷却水箱的水箱壳体的顶面上，压力控制阀包括有阀体、调节杆、压盖、单向阀、阀套、弹簧压座、弹簧、锥形阀芯、滤网和连接头。本发明的恒压水蒸发器克服了空天飞行器上使用的水蒸发器由于高空工作时水的沸点过低而造成的水的过度消耗问题，当冷却水箱内的水蒸气压力低于设定值时，锥形阀芯关闭；当冷却水箱内的压力高于设定值时，锥形阀芯打开，向大气排气。

摘要： 本发明提供了一种两级融合的空天飞行器设计方法及空天飞行器。采用两子级融合的方式，可以避免现有技术中两个子级缝隙中的高热量，提高空天飞行器的气动性能，降低发射成本。

摘要： 本发明公开一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，采用大型翼身融合布局跨声速飞机背载空天飞行器空中发射。所述空天飞行器包括轨道器与两个外贮箱；载机背载轨道器，两个外贮箱对称安装于轨道器两侧。在进行空基发射时，首先爬升至指定高度，随后分离外贮箱和轨道器的组合体，使轨道器爬升至贮箱推进剂耗尽，抛离外贮箱。最终轨道器继续加速与调整姿态到指定高度，围绕地球作圆周运动。本发明大幅度降低发射重型可重复使用空天飞行器成本问题，大幅度提高入轨重量占起飞总重比例的问题。

摘要： 一种空天飞行器飞行时序与能源平衡耦合设计系统与方法，一方面首先由设计师根据飞行任务、各系统约束条件等初步编制飞行时序，并按照固定格式生成时序表，在此基础上进行各单机设备功耗需求配置，获得飞行任务阶段的总能量需求；另一方面，根据弹轨道专业提供的飞行任务阶段光照数据，计算太阳电池阵所能提供的总能量；太阳电池阵所能提供的能量、蓄电池组所能提供的能量之和与飞行任务阶段单机设备总能量需求进行比对，判断是否需要修订飞行时序。本发明可实现飞行时序快速校核和时序图快速绘制，可实现多型号多试验阶段多工作模式飞行时序管理，可实现飞行时序技术状态变化的有效管控。

摘要： 一种空天飞行器着陆进场飞行试验挂架，包括：钢索、焊接钢架、固定环、转接环、吊点连接盒、稳定伞连接结构、压脚、标高板和稳定伞，通过设计挂架结构与飞行器、挂架结构与稳定装置的机械连接接口可调节补偿功能实现飞行器在挂飞过程中稳定飞行，挂架的钢索与直升机中心钢索通过接头用螺栓固定，挂架与飞行器通过前后两个爆炸螺栓实现连接。挂架钢索接头使用转接环，具有长度可调整功能，可适应飞行器重心变化，保证平稳起吊。

摘要： 本发明公开了一种适用于空天飞行器的恒压水蒸发器，该恒压水蒸发器由冷却水箱和压力控制阀组成，压力控制阀通过连接头螺纹连接在冷却水箱的水箱壳体的顶面上，压力控制阀包括有阀体、调节杆、压盖、单向阀、阀套、弹簧压座、弹簧、锥形阀芯、滤网和连接头。本发明的恒压水蒸发器克服了空天飞行器上使用的水蒸发器由于高空工作时水的沸点过低而造成的水的过度消耗问题，当冷却水箱内的水蒸气压力低于设定值时，锥形阀芯关闭；当冷却水箱内的压力高于设定值时，锥形阀芯打开，向大气排气。

摘要： 本实用新型公开了一种用于空天飞行器吊飞试验的整器吊挂装置，包括前起吊轴组件、吊挂工装组件、柔性吊索组、后起吊轴组件和腹部保护带组件；所述前起吊轴组件位于吊挂工装组件前起吊框左右两侧，用于与飞行器前端两侧固定；所述后起吊轴组件位于吊挂工装组件后起吊框左右两侧，用于与飞行器后端两侧固定；所述柔性吊索组件通过吊挂工装前后起吊框侧面的吊环将吊挂工装与直升机吊钩相连；所述腹部保护带组件位于吊挂工装组2前后起吊框下方，紧贴穿过飞行器机腹后分别与吊挂工装前后起吊框相连。本实用新型弥补了传统支持装置重量大、结构复杂的缺点，满足了吊飞试验轻重量、高刚度/强度的要求。

摘要： 本实用新型属于连接件，涉及一种用于空天飞行器舱体小环境密封防护的空天飞行器助力器舱一体式动密封构件。动密封构件为一体结构件，动密封构件的一端与助力器舱连接，另一端与空天飞行器的活动舵面连接，动密封构件的中部为波纹状，波纹状靠近助力器舱的一端为圆筒状 ，圆筒的端面设置一个平板，平板的两侧设有耳片，波纹靠近空天飞行器的活动舵面的一端由棱锥体过渡连接一个四方形壳体上，四方形壳体的端面对称安装两个耳片，在与安装耳片的边垂直的边上开有凹槽。本实用新型为一体式异形结构，其静止部位连接段可以根据助力器舱的开口的具体结构形式来设计相应的结构，其活动部位的连接段可以根据连接的具体结构形式制成各种不同的连接形式。

摘要： 本实用新型公开了一种适用于空天飞行器的恒压水蒸发器，该恒压水蒸发器由冷却水箱和压力控制阀组成，压力控制阀通过连接头螺纹连接在冷却水箱的水箱壳体的顶面上，压力控制阀包括有阀体、调节杆、压盖、单向阀、阀套、弹簧压座、弹簧、锥形阀芯、滤网和连接头。本实用新型的恒压水蒸发器克服了空天飞行器上使用的水蒸发器由于高空工作时水的沸点过低而造成的水的过度消耗问题，当冷却水箱内的水蒸气压力低于设定值时，锥形阀芯关闭；当冷却水箱内的压力高于设定值时，锥形阀芯打开，向大气排气。