航天运载器

摘要： 空间站可以分为几种?空间站,又叫航天站、太空站、轨道站,是一种在近地轨道长时间运行,可以供多名航天员寻访、长期工作和生活的载人航天器。空间站分为单一式和组合式两种。单一式空间站可由航天运载器一次性发射入轨,组合式空间站则需要由航天运载器分批将组件送入轨道,然后在太空组装而成。

摘要： 基于模型的系统工程(MBSE)被证实在捕获、记录、管理和多方合作研制复杂的系统工程方面具有更高的效能,并且可能成为未来巨复杂工程项目研制的标准方法。美国宇航领域正加速推进MBSE在工程型号研制和企业转型发展中的应用,笔者对MBSE在美国重型运载火箭系统架构研制中的应用和问题进行分析,对比我国航天运载器采用同样方法开展工程实践所体现的优势及存在的问题,并对进一步推动MBSE在我国航天运载器型号研制的应用方面提出改进建议。

摘要： 先进结构是支撑航天运载器研制及航天任务实施的基础,而先进材料与工艺技术则是先进航天运载器结构研制的重要基石.本文在简要论述航天运载器结构特点及我国发展趋势的基础上,综述了我国航天运载器结构金属材料、复合材料和智能材料的应用与发展需求,最后从超大型结构制造、整体高精高性能制造、复合材料结构制造、增材制造和绿色制造五个方面综述了航天结构先进工艺技术的未来发展趋势,并对重点研究方向进行了展望.

摘要： 长征二号运载火箭是我国航天运载器的基础型号。1975年11月26日,长征二号运载火箭完成了我国第一颗返回式卫星的发射任务。以长征二号运载火箭为原型,我国先后研制出长征二号丙、长征二号丁、长征二号E、长征二号F等改进型,其中长征二号F运载火箭的主要任务是将神舟飞船和大型目标飞行器发射到近地轨道。

摘要： 重复使用是大幅度降低航天运输成本的主要途径,动力系统的重复使用是关键,也是首先要解决的问题.目前重复使用运载器动力装置发展的主要途径是研制重复使用、低成本的液体火箭发动机和开发以水平起降一级动力装置为目标的组合循环发动机.液体火箭发动机的重复使用应革新设计理念,从设计方法、推进剂选型、材料选取及能力的适度运用、生产工艺、维修等方面综合考虑.基于组合循环动力的水平起降飞行器是降低运输成本的重要途径,也是重复使用运载器发展的重要方向,应借鉴航空发动机等动力重复使用设计理念,在方案研究和关键技术研究阶段就考虑重复使用问题.

摘要： 为降低全生命周期成本,提高航天运载器综合竞争力,提出了基于综合电子方案的某型运载器电气系统设计实现方法.首先对该运载器功能需求进行了分析,建立了基于综合电子的系统分布式集成逻辑架构,然后分别就系统任务规划与操作系统分区结构、基于时间触发以太网(TTE)的一体化机内外总线体制以及系统容错处理机制等关键技术及实现途径开展了分析论证.本方案提出的相关软、硬件设计方法有利于实现系统快速集成与系统内资源共享,同时为实现冗余容错控制、在线任务规划等功能提供了便利.

摘要： 为降低全生命周期成本,提高航天运载器综合竞争力,提出了基于综合电子方案的某型运载器电气系统设计实现方法。首先对该运载器功能需求进行了分析,建立了基于综合电子的系统分布式集成逻辑架构,然后分别就系统任务规划与操作系统分区结构、基于时间触发以太网(TTE)的一体化机内外总线体制以及系统容错处理机制等关键技术及实现途径开展了分析论证。本方案提出的相关软、硬件设计方法有利于实现系统快速集成与系统内资源共享,同时为实现冗余容错控制、在线任务规划等功能提供了便利。

摘要： 2019年国外航天技术加速发展:重复使用和降低发射成本仍是航天运载器的主要发展方向;新型卫星系统陆续组网,商业卫星互联网星座进入部署阶段;高轨太空态势感知、在轨服务机器人等太空对抗技术取得重要突破。国外新型主力运载火箭研制完成重要节点,而以“猎鹰”-9火箭为代表子级重复使用技术得到更多应用;同时天地往返运载器持续发展。

摘要： 2018年11月28日,为对国产发动机等关键部件进行考核,韩国航空宇宙研究院(KARI)在全罗南道高兴郡外罗老岛的罗老宇宙中心成功发射了“韩国航天运载器”(KSLV)2型运载火箭的一枚试验箭。发动机在飞行中工作了151秒。火箭最大飞行高度为209公里。

摘要： 航天运载器的研制是一项极其复杂的系统工程,涉及结构、气动、动力、电磁、仿真等若干子系统,每个子系统分属于不同的研究机构,而每个研究机构又依托于多个协助单位的支撑.如此浩大的全国性工程,需要开展大规模的跨地域、跨部门协作.航天运载器总体设计就是根据总体要求和各项技术发展现状,对运载器及其各系统进行综合、协调、研究和设计的过程,经过多次迭代而得到综合性能最佳的总体方案.随着型号任务的增加，传统的设计平台已不能满足现有的设计要求，需要结合航天运载器的研制流程和知识管理平台，开发可支撑预先研究、总体设计、生产制造等具体应用的工程系统。同时，建设以型号研讨厅、任务、流程、指标管理为代表的交流环境，通过技术人员的碰撞与交锋促进思想的创新，推进知识管理与业务流程的融合，支撑新一代航天运载器的创新设计和总体设计。

摘要： 在航天运载器上应用多参量集成光纤传感系统,实现多种物理量准分布式测量是测量系统未来的发展方向.本文首先从工程需求角度介绍光纤传感器与传统机电类传感器相比优势.然后,重点论述多参量集成光纤传感系统的总体架构、多种光纤传感器的原理和特点,以及实现该套系统的实际应用所要解决的关键技术.最后,对多参量集成光纤传感系统未来发展进行了展望.

摘要： 航天运载器由舱段之间的对接框连接而成整体.为了改进复合材料外翻型对接框的成型质量,降低对接框的机加成本和难度,进一步提高对接框的承载能力,本文在详细分析了复合材料外翻型对接框传力特性的基础上,提出了复合材料"L"型端框和金属加强盒组合而成的结构形式,这种结构形式具有复合材料端框成型简单、无碎料、缺陷少、壳体机加成本低、金属加强盒与复合材料端框装配简单等特点,且在同等承载能力下,与传统外翻型对接框相比,结构有效减重20％,对航天运载器的运载能力具有重要意义.

摘要： 通过试验及信号处理识别结构(航空航天、汽车、建筑和桥梁等)的动力学模型,是确定结构的动力特性的主要技术手段,是结构动特性研究方面的重要发展.结构的模态参数不仅准确地描述了结构的动力学的基本本质,而且也简化了对复杂结构系统的动力学分析,在结构及控制系统设计中具有重要的意义.对于火箭、导弹和飞机等结构,广泛采用是多点调谐纯模态试验方法.自主研制的NOMO多点调谐模态试验系统，功能包括单/多点步进正弦、多点调谐以及模态参数分析等。完成了长征二号、三号和四号系列火箭，新一代运载火箭、载人飞船运载火箭以及其它导弹等结构的模态试验。系统硬件基于PXI总线平台，主要包括控制计算机、PXI机箱、AD卡、DA卡、信号处理卡和信号调理等。系统软件开发基于Windows平台，包括数据采集处理，多点激励PID控制，频响函数分析，模态参数分析，三维动画模态显示以及文件导出等功能。

摘要： 本文以航天运输为背景,研究了可用于航天磁悬浮助推发射的超导电动磁悬浮系统(EDS)的悬浮特性.EDS的悬浮导向系统主要由橇载环形超导线圈和位于导轨两侧的“8”字形零磁通线圈构成,运用动态电路理论分别对环形超导线圈和“8”字形线圈进行了分析,构建了数学模型,模型包括了矩阵微分方程和三向电磁力学表达式.结合仿真计算结果,详细分析了对基本动态单元模型中电感、电流以及三向电磁力的特性,研究了单个及多个超导线圈掠过导轨时悬浮力的水平和特性.在此基础上,结合航天运载器发射参数,分析了系统各个参数的变化,设计了一个磁浮助推发射系统中悬浮导向系统的初步方案.

摘要： 图像测量技术广泛用于现今航天运载器飞行试验过程中,以监测关键目标运动特性为主要目标,但是受大气层外太阳光照射影响使得被测对象散射光亮度较高,造成图像测量系统在局部方位测量时测量图像易出现饱和现象,严重影响监测效果.本文基于现有摄像装置成像能力,面向飞行过程中高亮度太阳光照射条件下,提出一种高亮度光照条件下图像测量系统清晰成像优化方法,可获取飞行过程中更为清晰的图像.仿真试验结果表明:该方法可显著提升图像测量效果的清晰度,为后续图像测量技术能力的提升奠定基础.

摘要： 在运载器目标飞行过程中,测距测量元素是获取高精度弹道结果的重要测量信息,具有观测误差源少、测量精度高等特点.针对相同观测弧段多颗卫星GPS伪距测元,建立了基于总体最小二乘算法的融合定位方法,将观测方程线性化,构造系数矩阵与观测向量的增广矩阵,依托奇异值分解理论确定弹道融合定位结果.与最小二乘算法相比,该算法除了考虑测量信息误差,还同时考虑了系数矩阵可能带来的误差,且计算过程中无需迭代和给出准确的弹道初值.同时,本文给出了算法有效性的有效度评价模型.仿真结果表明,除在目标机动时刻外,本文算法定位结果与传统最小二乘算法定位结果位置互差在10米以内,位置随机误差由1～2米提高到0.5米左右,一、二阶有效度均大于0.9,使用该算法解算的弹道定位结果可靠,精度符合处理要求.

摘要： 在运载器目标飞行过程中,测距测量元素是获取高精度弹道结果的重要测量信息,具有观测误差源少、测量精度高等特点.针对相同观测弧段多颗卫星GPS伪距测元,建立了基于总体最小二乘算法的融合定位方法,将观测方程线性化,构造系数矩阵与观测向量的增广矩阵,依托奇异值分解理论确定弹道融合定位结果.与最小二乘算法相比,该算法除了考虑测量信息误差,还同时考虑了系数矩阵可能带来的误差,且计算过程中无需迭代和给出准确的弹道初值.同时,本文给出了算法有效性的有效度评价模型.仿真结果表明,除在目标机动时刻外,本文算法定位结果与传统最小二乘算法定位结果位置互差在10米以内,位置随机误差由1～2米提高到0.5米左右,一、二阶有效度均大于0.9,使用该算法解算的弹道定位结果可靠,精度符合处理要求.

摘要： 在运载器目标飞行过程中,测距测量元素是获取高精度弹道结果的重要测量信息,具有观测误差源少、测量精度高等特点.针对相同观测弧段多颗卫星GPS伪距测元,建立了基于总体最小二乘算法的融合定位方法,将观测方程线性化,构造系数矩阵与观测向量的增广矩阵,依托奇异值分解理论确定弹道融合定位结果.与最小二乘算法相比,该算法除了考虑测量信息误差,还同时考虑了系数矩阵可能带来的误差,且计算过程中无需迭代和给出准确的弹道初值.同时,本文给出了算法有效性的有效度评价模型.仿真结果表明,除在目标机动时刻外,本文算法定位结果与传统最小二乘算法定位结果位置互差在10米以内,位置随机误差由1～2米提高到0.5米左右,一、二阶有效度均大于0.9,使用该算法解算的弹道定位结果可靠,精度符合处理要求.

摘要： 在运载器目标飞行过程中,测距测量元素是获取高精度弹道结果的重要测量信息,具有观测误差源少、测量精度高等特点.针对相同观测弧段多颗卫星GPS伪距测元,建立了基于总体最小二乘算法的融合定位方法,将观测方程线性化,构造系数矩阵与观测向量的增广矩阵,依托奇异值分解理论确定弹道融合定位结果.与最小二乘算法相比,该算法除了考虑测量信息误差,还同时考虑了系数矩阵可能带来的误差,且计算过程中无需迭代和给出准确的弹道初值.同时,本文给出了算法有效性的有效度评价模型.仿真结果表明,除在目标机动时刻外,本文算法定位结果与传统最小二乘算法定位结果位置互差在10米以内,位置随机误差由1～2米提高到0.5米左右,一、二阶有效度均大于0.9,使用该算法解算的弹道定位结果可靠,精度符合处理要求.

摘要： 本发明提供了一种用于航天运载器的舱段的堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本发明提供一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器。伞降式回收系统包括姿态控制机构、支撑机构、伞降机构以及控制航天运载器向目标区域运动的尾翼方向舵控制机构。航天运载器分离后通过姿态控制机构控制航天运载器发生翻转使分离舱段作为着陆端，经过伞降结构减速，在着陆时通过支撑机构伸入至着陆表面之内，对航天运载器减速和减震的同时还能避免倾倒。本发明提供的航天运载器包括所述伞降式回收系统，进而可以调控航天运载器发生翻转使分离舱段作为着陆端，并通过能够插入着陆区的支撑机构支撑箭体着陆，降低了生产成本的同时也提高了航天运载器回收的成功性和稳定性，同时也可以避免动力舱段受到损害，便于重复使用。

摘要： 本发明提供一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构及航天运载器。该着陆支撑机构包括设置在航天运载器着陆端舱段的植入腿装置，所述植入腿装置包括支架筒和伸出支腿，所述支架筒一端与航天运载器着陆端舱段固定连接，另一端与所述伸出支腿弹性连接，伸出支腿远离航天运载器的一端还设有硬质钻进顶尖。在着陆时，设有硬质钻进顶尖的伸出支腿插入着陆区表面内，以保证航天运载器的稳定着陆。本发明通过在航天运载器的着陆端装配着陆支撑机构，在航天运载器着陆时，通过使植入腿装置插入着陆区表面内，对航天运载器减速和减震的同时还可以避免航天运载器倾倒，提高了航天运载器回收的成功性和稳定性，便于航天运载器的重复使用。

摘要： 本发明提供了一种航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本发明提供了一种航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本发明提供一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器。伞降式回收系统包括姿态控制机构、支撑机构、伞降机构以及控制航天运载器向目标区域运动的尾翼方向舵控制机构。航天运载器分离后通过姿态控制机构控制航天运载器发生翻转使分离舱段作为着陆端，经过伞降结构减速，在着陆时通过支撑机构伸入至着陆表面之内，对航天运载器减速和减震的同时还能避免倾倒。本发明提供的航天运载器包括所述伞降式回收系统，进而可以调控航天运载器发生翻转使分离舱段作为着陆端，并通过能够插入着陆区的支撑机构支撑箭体着陆，降低了生产成本的同时也提高了航天运载器回收的成功性和稳定性，同时也可以避免动力舱段受到损害，便于重复使用。

摘要： 本发明提供一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构及航天运载器。该着陆支撑机构包括设置在航天运载器着陆端舱段的植入腿装置，所述植入腿装置包括支架筒和伸出支腿，所述支架筒一端与航天运载器着陆端舱段固定连接，另一端与所述伸出支腿弹性连接，伸出支腿远离航天运载器的一端还设有硬质钻进顶尖。在着陆时，设有硬质钻进顶尖的伸出支腿插入着陆区表面内，以保证航天运载器的稳定着陆。本发明通过在航天运载器的着陆端装配着陆支撑机构，在航天运载器着陆时，通过使植入腿装置插入着陆区表面内，对航天运载器减速和减震的同时还可以避免航天运载器倾倒，提高了航天运载器回收的成功性和稳定性，便于航天运载器的重复使用。

摘要： 本发明提供了一种用于航天运载器的舱段的堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本实用新型提供了一种用于航天运载器的舱段的堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本实用新型的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本实用新型公开了一种用于航天运载器的推进剂输送结构和航天运载器。推进剂输送结构包括：第一储箱、第二储箱、第一主管路、第二主管路以及流量调节机构。其中第一储箱的出口连接第一主管路，第二储箱的出口连接第二主管路。第一主管路的出口与第二主管路的出口分别连接流量调节机构。流量调节机构包括第一状态和第二状态，在第一状态下，从而从第一储箱和第二储箱输送的推进剂输送至第一发动机，且在第二状态下，从第一储箱和第二储箱输送的推进剂输送至第二发动机。本实用新型的推进剂输送结构和航天运载器，通过以两个支路分别连通不同的发动机，可以改善两个储箱推进剂消耗的均衡性，从而降低发射成本。