航天飞行器

摘要： 针对可重复使用运载火箭再入大气前严格的速度、位置约束,为实现动力切换情况下的跨飞行段制导,本文将迭代目标的估计、补偿和切换作为主要研究内容,对传统迭代制导进行了改进。依据传统迭代制导算法的推导思路,建立了发射坐标系下的多段迭代制导模型,具备预测滑行终点状态的函数,并推导出姿态角的解析表达式。通过将转弯段、滑行段、减速段整合为一个逻辑上的飞回段并部署唯一制导算法的方式,将初始偏差分散在多个飞行段修正,减轻单一动力段制导压力。仿真结果表明:该算法计算时间少、精度高、鲁棒性强,实现水平方向速度0.05 m/s、位置0.5 m以内的精度。

摘要： 以航天飞行器产品中结构复杂、加工精度要求高的测试转接阀体为例,通过对整体硬质合金铣刀材质、涂层的合理选择,反复切削试验,确定刀具的几何角度和切削参数,使工件加工质量完全符合设计要求,且加工效率提高60%,产品合格率提高30%,刀具配置数量减少30%。

摘要： 中国运载火箭技术研究院(以下简称“火箭院”)作为国有大型航天企业,是中国历史最久、规模最大的运载火箭和航天飞行器研制、试验和生产基地,是航天髙科技、多专业为一体的综合性系统工程的典范。多年来,火箭院一直致力于安全生产责任体系研究工作,按照“1+2+N”的整体思路,即以所承担业务流程为主线,以组织、岗位2个纬度进行安全责任纵、橫向双延伸,以“三个必须”“谁主管、谁负责”等要求,全面构建覆盖各级组织、各类人员的安全生产责任体系。

摘要： 简要介绍了PAN基高模量碳纤维在典型领域应用的性能特点,概述了国外PAN基高模量碳纤维的发展历程及最新进展,指出兼具高强度、高模量、高伸长特性的新一代高模量碳纤维有望成为未来重点发展方向.分析了国内在PAN基高模量碳纤维领域的技术现状,并对近几年国内在突破国产M55J级高模量碳纤维技术基础上开展的系列基础研究工作进行了综述,对国内高模量碳纤维领域存在的主要问题进行了总结,提出提高产品技术成熟度,有效控制生产成本,从而进一步提高产品核心竞争力是现阶段国产PAN基高模量碳纤维发展的重点.

摘要： 为实现宽速域大空域飞行,面对称布局逐渐成为新型航天飞行器的典型特征,随之而来的还有横航向耦合问题,以及由此导致的失稳现象等.文章阐述了新型航天飞行器横航向耦合问题的成因和研究重要性,给出了针对耦合失稳模式和新型控制策略的综合验证方案,通过CFD-RBD仿真方法验证了荷兰滚失稳模式和副翼操纵耦合失稳模式的正确性,通过风洞虚拟飞行试验技术验证了新型控制策略的有效性,它可降低舵偏需求45％以上.

摘要： cqvip:九天揽月,气动为先。风洞试验、数值模拟、飞行试验作为空气动力研究的三大手段,深度融入各类飞行器、航天器、战略和战术武器的研制过程,为型号提供关键的研制参数,是航天飞行器能够直冲九霄的基础,是中国航天不断自主创新的源泉。风洞不仅是航空航天技术发展的利器,也为社会民生各个领域的技术进步、快速发展提供了有力支撑。近年来,利用风洞科技作为一种特殊训练手段,在体育训练领域日益被重视,也成为提高运动员竞技成绩的重要科技手段之一。

摘要： 未来航天飞行器向着隐身化、多功能化、智能化等方向发展,对飞行器结构系统提出了轻质、结构功能一体化等需求.点阵结构是先进轻质超强韧材料之一,是实现轻质结构功能一体化的有效载体.介绍点阵结构技术的发展与应用,对点阵结构技术在未来航天飞行器的应用前景进行了初步探讨,并指出点阵结构在航天飞行器的应用方向主要包括点阵夹层圆柱壳结构、翼舵类点阵结构、飞行器有效载荷支架点阵结构等.

摘要： 物理事件大部分在时空中发生,所以许多物理现象是由偏微分程描述的.其控制问题的研究大都有强烈的实际背景.典型如航天飞行器的控制振动问题由结构力学中Euler-Bernouli方程描述(Petrowsky方程).工业上许多制造问题是由热传导方程描述的温度控制问题(抛物方程);据报到美国70%的能源全是被办公楼所消耗,而温度控制问题就是热传导方程的控制(抛物方程).此外雷达、噪音等的控制是由描述声音传播的波动方程所描述(双曲方程).还有流体力学中的Navier-Stokes方程;量子力学的Schrodinger方程是目前非常重要具有物理意义的控制课题;电磁学中的Maxwell方程,是电力系统控制的根本问题.分布参数系统广泛应用于热工、化工、导弹、航天、航空、核裂、聚变等工程系统,以及生态系统、环境系统、社会系统等.在我国应用最有名的例子也许是1980年代的人口控制问题在计划生育中的应用和弹性振动控制在飞行器中的应用.

摘要： 2021年8月27日,中国航天科工集团二院二部近日实现了某型飞行器产品复杂结构3D打印集成制造,是3D打印技术在航天领域飞行器研制中的重要里程碑,进一步提升了飞行器轻量化水平,为未来新一代飞行器发展提供了有力支撑。航天飞行器产品结构零部件多,生产周期长、成本高。此前,一套复杂结构产品的部件常常由数十个零件组成,每个零件都要建立三维模型并设计"个性化"的工艺流程,随后在数字机床上逐一进行生产加工,生产周期往往按月计算。同时,由于"车铣刨磨"等传统机加工艺的限制,要让飞行器"瘦身减肥"很困难.

摘要： 航天飞行器设计研发中知识特点和应用流程,运用知识工程规范,结合人工智能和大数据技术,提出以知识应用为目标的航天飞行器设计研发知识库构建方法与步骤,针对知识库构建过程中的关键问题,给出具体的方案和解决方法.利用本研究,可以低成本、短周期、高效能构建知识应用平台和航天飞行器知识数据库.

摘要： 航天飞行器装配是航天飞行苦苦制造中的重要环节之一,在很大程度上决定了航天飞行器的最终质量、制造成本和周期,是整个航天飞行器制造的龙头、关键和核心.本文介绍了激光跟踪仪的测量原理及功能,结合实例介绍了其在飞行器装配检测中的应用.

摘要： 北斗导航卫星系统,一个星座、三种轨道的特点,能够为中国的航天飞行器在轨飞行发挥重大作用,并提出了BDS在载人航天器交会对接的应用方案，对将于2020年前后建成的中国空间站任务，也许能够给予一点启迪。

摘要： 在航天飞行器发射前,地面测试系统需对航天飞行器的模拟量输出进行考核.为了提高地面测试系统模拟量采集的调试、标校效率,本文从模拟量采集的数值规律出发,提出了基于分段函数的数据拟合方法,并应用于地面测试系统的使用中,行之有效地提高了地面测试系统的模拟量采集的使用精度.通过软件方法规避了传统调试或标校时产生硬件更改的繁琐过程.

摘要： 太阳能电池阵是航天飞行器的关键部件,其动力学特性是影响整个航天飞行器运动姿态的重要因素.时频分析方法是分析动力学特性的关键手段.对当前用到的时频分析方法的优缺点进行了阐述.为太阳电池阵动力学特性的相关研究提供了参考.

摘要： 采用火箭基两级入轨(TSTO)飞行器是重复使用天地往返飞行器最理想和现实的飞行模式,由于轨道飞行器和承载飞行器在体积、重量、形状上处于同一量级,因此两级之间存在强烈的气动干扰现象,除气动力干扰之外,气动加热已成为需要迫切需要解决的问题之一,对于单级入轨飞行器,热流峰值通常出现在飞行器头部和机翼前缘位置,而由于受到两级飞行器之间的相互干扰,相互干扰的大面积区域也出现高热流,随着两级入轨飞行器分离的进行,气动热峰值和位置也存在动态变化.本文采用数值计算手段对两级入轨LGBB模型相互干扰气动热特性进行研究,通过定性分析分离距离,激波强度,边界层厚度等对于热流大小和分布的影响,为将来两级入轨飞行器级间复杂分离干扰气动力/热特性预测建立技术手段.

摘要： 采用火箭基两级入轨(TSTO)飞行器是重复使用天地往返飞行器最理想和现实的飞行模式,由于轨道飞行器和承载飞行器在体积、重量、形状上处于同一量级,因此两级之间存在强烈的气动干扰现象,除气动力干扰之外,气动加热已成为需要迫切需要解决的问题之一,对于单级入轨飞行器,热流峰值通常出现在飞行器头部和机翼前缘位置,而由于受到两级飞行器之间的相互干扰,相互干扰的大面积区域也出现高热流,随着两级入轨飞行器分离的进行,气动热峰值和位置也存在动态变化.本文采用数值计算手段对两级入轨LGBB模型相互干扰气动热特性进行研究,通过定性分析分离距离,激波强度,边界层厚度等对于热流大小和分布的影响,为将来两级入轨飞行器级间复杂分离干扰气动力/热特性预测建立技术手段.

摘要： 采用火箭基两级入轨(TSTO)飞行器是重复使用天地往返飞行器最理想和现实的飞行模式,由于轨道飞行器和承载飞行器在体积、重量、形状上处于同一量级,因此两级之间存在强烈的气动干扰现象,除气动力干扰之外,气动加热已成为需要迫切需要解决的问题之一,对于单级入轨飞行器,热流峰值通常出现在飞行器头部和机翼前缘位置,而由于受到两级飞行器之间的相互干扰,相互干扰的大面积区域也出现高热流,随着两级入轨飞行器分离的进行,气动热峰值和位置也存在动态变化.本文采用数值计算手段对两级入轨LGBB模型相互干扰气动热特性进行研究,通过定性分析分离距离,激波强度,边界层厚度等对于热流大小和分布的影响,为将来两级入轨飞行器级间复杂分离干扰气动力/热特性预测建立技术手段.

摘要： 采用火箭基两级入轨(TSTO)飞行器是重复使用天地往返飞行器最理想和现实的飞行模式,由于轨道飞行器和承载飞行器在体积、重量、形状上处于同一量级,因此两级之间存在强烈的气动干扰现象,除气动力干扰之外,气动加热已成为需要迫切需要解决的问题之一,对于单级入轨飞行器,热流峰值通常出现在飞行器头部和机翼前缘位置,而由于受到两级飞行器之间的相互干扰,相互干扰的大面积区域也出现高热流,随着两级入轨飞行器分离的进行,气动热峰值和位置也存在动态变化.本文采用数值计算手段对两级入轨LGBB模型相互干扰气动热特性进行研究,通过定性分析分离距离,激波强度,边界层厚度等对于热流大小和分布的影响,为将来两级入轨飞行器级间复杂分离干扰气动力/热特性预测建立技术手段.

摘要： 采用火箭基两级入轨(TSTO)飞行器是重复使用天地往返飞行器最理想和现实的飞行模式,由于轨道飞行器和承载飞行器在体积、重量、形状上处于同一量级,因此两级之间存在强烈的气动干扰现象,除气动力干扰之外,气动加热已成为需要迫切需要解决的问题之一,对于单级入轨飞行器,热流峰值通常出现在飞行器头部和机翼前缘位置,而由于受到两级飞行器之间的相互干扰,相互干扰的大面积区域也出现高热流,随着两级入轨飞行器分离的进行,气动热峰值和位置也存在动态变化.本文采用数值计算手段对两级入轨LGBB模型相互干扰气动热特性进行研究,通过定性分析分离距离,激波强度,边界层厚度等对于热流大小和分布的影响,为将来两级入轨飞行器级间复杂分离干扰气动力/热特性预测建立技术手段.

摘要： 本发明涉及一种用于将部件附接至飞行器或航天器的机身部段(10)的方法。在该方法的步骤(S1)中，轨道(4)布置在飞行器的机身部段(10)内，其中，轨道(4)沿机身部段(10)的纵向方向延伸。在另一步骤(S2)中，支承结构(2)以可移动的方式安装至轨道(4)使得支承结构(2)能够沿着轨道(4)沿机身部段(10)的纵向方向移动。支承结构(2)包括定位单元(3)，定位单元(3)用于将用来将部件附接至机身部段(10)的工具(5)定位在部件待被附接至机身部段(10)的位置处。本发明还涉及一种用于将部件附接至飞行器的机身部段(10)的装置(1)。

摘要： 本发明提供一种压力增强器，压力增强器特别地被设计为真空增压器，并且具有马达部分和泵部分，马达部分带有马达部分侧流体入口和马达部分侧流体出口，泵部分具有带有泵部分侧流体入口和泵部分侧流体出口。为了将泵部分侧流体流从泵部分侧流体入口输送到泵部分侧流体出口，被设计成具有至少一个可旋转转子的正排量机器的压力增强器可通过从马达部分侧流体入口到马达部分侧流体出口的马达部分侧流体流被驱动。本发明还涉及一种在飞行器或航天器中的布置，布置包括可通过驱动压差被驱动的装置、并且还包括真空增压器。还提出了一种具有类型的压力增强器和/或具有类型的布置的飞行器或航天器，以及一种用于操作飞行器或航天器中的装置的方法。

摘要： 本发明涉及一种用于将部件附接至飞行器或航天器的机身部段(10)的方法。在该方法的步骤(S1)中，轨道(4)布置在飞行器的机身部段(10)内，其中，轨道(4)沿机身部段(10)的纵向方向延伸。在另一步骤(S2)中，支承结构(2)以可移动的方式安装至轨道(4)使得支承结构(2)能够沿着轨道(4)沿机身部段(10)的纵向方向移动。支承结构(2)包括定位单元(3)，定位单元(3)用于将用来将部件附接至机身部段(10)的工具(5)定位在部件待被附接至机身部段(10)的位置处。本发明还涉及一种用于将部件附接至飞行器的机身部段(10)的装置(1)。

摘要： 提供了一种用于在飞行中自主将载荷从第一飞行器AV转移到第二飞行器的方法。第一飞行器和第二飞行器中的每一个包含框架，该框架具有用于接收载荷的垂直开口。多个旋翼附接到框架。该方法包含在飞行中自主执行：第一飞行器的紧固装置将载荷保持在第一飞行器的垂直开口中，使得载荷的底端可以由第二飞行器接触；第二飞行器从下方接近第一飞行器，以将第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端；在第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端之后，第一飞行器的紧固装置松开载荷；以及第二飞行器的紧固装置相对于第二飞行器的框架降低载荷，以将载荷移动到飞行位置。

摘要： 一种用于在飞行器(1)内将安全区域(5)与飞行器(1)的客舱(2)分隔的飞行器屏障系统(10)包括：屏障(20)，所述屏障被安装在客舱(2)内并且被构造成在打开位置与关闭位置之间移动；闩锁(30)，所述闩锁被安装到屏障(20)；以及锁定装置(100)，所述锁定装置包括闩锁夹(110)，所述闩锁夹被构造成当屏障(20)处于关闭位置时锁定闩锁(30)。飞行器屏障系统(10)进一步包括释放机构(105)，所述释放机构被构造成将闩锁夹(110)从锁定闩锁(30)的锁定状态移动到释放闩锁(30)的解锁状态，其中释放机构(105)进一步被构造成延迟闩锁夹(110)从锁定状态到解锁状态的移动。进一步披露了具有这种飞行器屏障系统的飞行器区域和飞行器。

摘要： 本发明涉及一种飞行器底板元件，所述飞行器底板元件包括第一饰板元件，所述第一饰板元件被适配为用于从第一位置被翻转到第二位置。所述第一饰板元件在所述第一位置与所述飞行器底板元件的主平面平行地安排并且被安排在所述飞行器底板元件的朝向乘客舱的一侧，而在所述第二位置与所述飞行器底板元件的主平面成角度地安排，其中所述第一饰板元件构成用于货舱的饰板。另外，本发明涉及一种具有飞行器底板元件的飞行器区段和一种具有此类飞行器区段的飞行器。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的模块，模块包括至少一个横向构件(14)，所述至少一个横向构件沿所述模块的侧向方向(Y)延伸并且旨在固定到所述机身(30)的框架，所述模块包括安装在所述横向构件的两个相反端部中的至少一个端部上的接合装置(34)，接合装置用于接合到所述机身框架，所述接合装置(34)构造成能够从待用位置移动到展开的接合位置，在所述接合位置，此装置(34)在所述侧向方向(Y)上从所述横向构件突出。本发明还涉及包括这种模块的飞行器部段和包括这种飞行器部段的飞行器，并涉及用于组装飞行器部段的组装方法。由此，飞行器模块(8)更易于组装在由飞行器的机身限定的内部空间(10)中。

摘要： 本申请实施例提供了一种航天飞行器舱段的制造方法及航天飞行器舱段。包括如下步骤：对舱段进行结构设计，所述结构设计包括多个结构设计步骤；每个所述结构设计步骤对应一个工艺设计及生产步骤，以制造出对应的结构；其中，各个所述工艺设计及生产步骤和各个所述结构设计步骤有部分是并行进行的。航天飞行器舱段通过上述航天飞行器舱段的制造方法制造得到。本申请实施例解决了航天飞行器舱段的制造周期较长的技术问题。

摘要： 本发明公开了一种高适应性航天飞行器程序设计方法、星载计算机及航天飞行器，该方法包括：S1，星务软件内不嵌入飞行程序内容，将需要卫星按时间自主运行的飞行程序设置为按照时间顺序依次执行的程控指令，将所述程控指令集存入星载计算机的第一存储器；将星务软件程序存入星载计算机的第二存储器；S2，同步地对飞行程序和星务软件分别进行调试、验证和升级。本发明基于程控指令集实现卫星按飞行程序自主运行，将飞行程序的设计迭代与整星研制全流程并行进行，大大减少了周期和成本，充分适应了低轨卫星巨型星座的使用要求，为更好的建立低轨卫星巨型星座奠定了基础。

摘要： 本实用新型涉及高端设备制造技术领域，提供一种航天飞行器的姿控套筒、姿控发动机套件及航天飞行器，所述姿控套筒包括：承载部、防热部和转接部；所述承载部呈圆筒形；所述承载部的第一端连接所述转接部，所述承载部的第二端连接所述航天飞行器的舱体；所述防热部呈圆筒形，且所述防热部的外径小于所述承载部的内径；所述防热部装配于所述承载部的内侧；所述转接部连接于所述承载部的第一端；所述转接部用于装配所述航天飞行器的姿控发动机；三者通过装配形成姿控套筒，各自满足部分功能性需求，使得姿控套筒整体能够满足航天飞行器的工况要求；且成本较低，便于生产和使用。