航天飞机轨道器流场的数值解

本文使用真实气体抛物化纳维尔-斯托克斯程序,在理想气体(γ=1.2)和平衡气体两种状态下进行了航天飞机轨道器的高超音速层流绕流计算。该程序运用了广义坐标变换。因此,它没有对所解表面的方向施加限制。利用三维,真实气体、非定常的纳维尔-斯托克斯程序计算了头部区域的初始解。从近似曲线拟合或者查表得到平衡气体的热力学和传递特性。本文提出的数值结果对应于 STS-3弹道飞行条件。计算的表面压力和对流传热率与 STS-3飞行数据作了比较。     

铍在航天飞机轨道器上的成功应用

本文讨论了航天飞机轨道器的三个主要部分(宇航员座舱风档支架、垫片和梁;座舱中的导航基座;机身尾端的外贮箱加注门)的设计和材料性能要求。这些设计和要求导致了选用优质结构级铍。使用铍有两个主要原因:轻和刚度好。每个轨道器有22个用机械方法连接起来的铍零件和15个用粘结方法连接起来的铍零件。研制出了专用工具并提出了加工方法。精密零件的加工,要求用特定的切削参数和侵蚀参数,以消除切削过程引起的晶粒结构的双晶现象。详细地讨论了这些方法和过程以及碰到的一些问题。用优质热压结构铍制造的风档部件首次在载人受压的航天飞行器上获得成功应用。     

利用飞行数据估计航天飞机轨道器的热环境

利用空间运输系统的研制飞行数据对航天飞机轨道器的气动热力学环境和防热系统性能作了统一分析。研究了轨道器迎风机身下部中心线以及下翼面50%和80%半翼展上预计与测得温度和加热半之比较。研究结果表明,在机身迎风面上测得的加热率比预计的低,但在机头端帽和50%半翼展翼段上测得的则比预计的高。     

石墨/环氧航天器设备的设计、分析和试验

在1988—1989年度开展了一系列复合材料工程项目的(包括设计、分析、制造和试验)研制工作。本文扼要地介绍用于生产重量轻、成本低、零件数量最少的石墨/环氧航天器设备的方法,这种方法采用了同步工程技术,即使用计算机综合工程和制造技术(CIEM)。在证明了提高刚度,尺寸稳定性和降低成本的同时,较之铝合金结构,估计节省重量达20％。制造、分析和设计的密切配合生产出厂內运输损失最少的设备并促进了生产性对话。设计小组设计的结构满足了任务的要求并协调了系统的综合性.利用三维计算机图形扩充设计和制造技术(CADAM)的网格设计方法保证了几何形状的完整性并为分析、制造和试验提供了一种工程通用的数据库。分析人员利用有限元模型和闭式方法为最佳强度/刚度比规定了层压制品技术条件并大大地降低了所推导出的几何形状的结构危险。包括刚度、强度、动载和热冲击试验在内的全部结构试验项目证明设计准则是满意的。     

石墨/聚酰亚胺技术综述及其在航天飞机轨道器上的应用

早期的航天飞机轨道器的研究结果确认,某些结构件,如采用先进复合材料,将大大减轻轨道器的重量并提高它的性能。航天飞机的基本设计包含了许多的这类结构件,如石墨环氧(Gr/Ep)的有效载荷仓门。对其他构件,如垂直尾翼、升降副翼及后身部襟翼等,也开展了先进的高温可用于600℉结构的石墨/聚酰亚胺(Gr/Pi)复合材料的应用研究。Gr/Pi 的结构与基本设计采用的铝结构加防热系统(TPS)相比,其重量总共可以减轻20～30%。本文提出的先进结构及 TPS设计方案将给轨道器带来相应的效益。关于洛克威尔公司航天飞机轨道器分公司独立进行的以及按 NASA 合同开展的 Celion/LARC-160研制工作的技术状况将分下列几部分予以陈述:工艺开发、无损评价技术(NDE)和异常效应、材料性能及疲劳效应、Gr/Pi 身部襟翼段的设计、分析、制造及试验、修补工艺以及短石墨纤维模压件的研制。     

铝/石墨/环氧超混杂复合材料试件的设计和制造

叙述了铝／石墨／环氧超混杂复合材料试件的设计试验研究。这种超混杂复合材料试件适用一般工业和国防工业，用生产较高刚性和轻质量的试件取代纯金属试件。简要介绍了设计和制造超混杂复合材料试件，在铝／复合材料界面上，用各种形式的化学和机械连接技术，对几个试件的设计进行说明。在试验结果的基础上，值得推荐的是，在界面上用专门的化学粘结技术，采用过渡厚度设计     

石墨/环氧复合材料在战略导弹与运载火箭上的应用

石墨/环氧复合材料由于具有重量轻,比强度与比刚度高等优良特性,目前已广泛用作航空器和航天器的结构材料。近几年来在战略导弹和运载火箭的结构设计中也有采用,而且还有逐步扩大应用范围的趋势。本文列举了一些战略导弹和运载火箭结构采用这种材料的实例,借以说明它是一种很有发展前景的材料。     

航天飞机轨道器遥测/指令系统的设计和飞行试验结果

哥伦比亚号(STS-1)航天飞机首次飞行时,其轨道器的测试仪表、通信和跟踪分系统(I-CTSS)除进行跟踪外还使用S频段信道接收数字话音和指令,并以724千码/秒的最大速率将数据打印或制成表。此分系统还可用来传输数字话音、遥测、电视以及实时和记录的数据。通信则通过S频段直接与地面联系;超高频(UHF)话音用于同着陆场及某些地面站的通信,并为状态向量修正提供备用信道。音频和电视分系统供机上使用,并与RF设备相接。机上还装有补充设备,用于记录机上数据,以供事后分析。在再入大气的飞行阶段,用S频段信道支援UHF信道,以便为空中交通控制设备提供双路单工话音通信。在整个飞行试验过程中,除一个专用信号调节器的冗余出现故障,研制性飞行测试PCM记录器和几个测量传感器有所损坏之外,STS-1的IC&T分系统几乎全都按规定的性能完成了任务。     

验证航天飞机机载半人马座多容错控制的实时计算机仿真/模拟

NASA已与通用功力公司签订了设计和研究先进的半人马座(液体推进的上面级)的合同,以支援1985～1986年进行的Galileo 和Solar Palar 星际飞行任务。航天飞机机载半人马座的控制系统必须满足空间运输系统的安全要求,即在整个飞行任务中执行关键性功能时,必须进行双容错控制。在多个部件发生故障,以及在系统的诸计算机中存在严重的时间-相位不同步的情况下,该控制系统的完善性是通过实时计算机仿真进行检验的。这种仿真模拟了控制硬件,分系统接口,嵌入式的软件处理,逐根导线,以便引入故障。直观功能是通过图形和诊断软件达到的。通过Monte Carlo 仿真分析,验证了半人马座的控制系统。     

航天飞机危险气体检测系统的研究历史、设计及性能

航天飞机临射前要向外贮箱加注大量的有危险性的低温推进剂。设计了一套检测危险气体的检测系统(HGDS),以便检测发射前或飞行中可能发生的会引起火灾或爆炸的漏泄。本文阐述危险气体检测系统的研究历史、设计及使用性能。文中介绍了系统的响应时间、检测范围、精度和偏差等数据。最后讨论了当前的和未来的应用,列举了一些公认的结论。     

石墨/聚酰亚胺复合材料弹头基体结构的制造方法

本文介绍了用石墨纤维与添加型聚酰亚胺树脂(T300/F178)组成的复合材料制造典型弹头基体结构壳体的方法,确定了缠绕铺层、减小体积和高压釜固化的技术,明确了加工工艺条件对复合材料性能,包括微裂纹的影响,用色谱技术对 F178树脂作了鉴定,这项工作是美国空军材料实验室根据 F33615-76-C-5013合同主持进行的。     

带襟翼的飞行器非线性控制系统分析和设计

以襟翼作为执行机构的面对称飞行器,研究其控制能力和自动驾驶仪设计。襟翼作为执行机构相比传统全动舵缺少方向舵,对缺少方向舵类型的控制方式,推导出此情况下的面对称飞行器动力学模型。基于该模型描述的非线性控制系统,采用微分几何方法进行能控性分析,证明该系统的弱能控性;应用求解状态依赖的Riccati方程方法,以襟翼为执行机构的面对称飞行器,设计非线性最优控制器。仿真结果表明,在系统弱能控性的基础上,设计的控制器能够在缺少方向舵的情况下,使得滚转角和纵向过载快速地跟踪指令。同时验证了飞行器双通道控制的可行性。     

航天飞机固体火箭发动机的模态判定和试验-分析相关

能否用有限元模型精确地描述推进剂特性是工程师们研究航天飞机固体火箭发动机动力响应所关心的问题。通过试件试验确定的推进剂特性的不精确性使人们决定对航天飞机固体火箭发动机的独立段进行模态判定和模型相关。用多路输入法激励和确定惰性段及活性推进剂段的壳体/推进剂振型。这些试验在确定高阻尼的挠曲振型时非常成功,出现数对频率间隔小于2%的这种振型。应用这种先进的相关技术使人们能够在完成实验后两个星期内修正有限元模型使之和试验结果相一致,并且对精确地验证推进剂材料特性增加了置信度。     

碳纤维含量对银-二硫化钼-石墨复合材料强度的影响

用粉末冶金法制备了碳纤维含量不同的碳纤维 /银 -二硫化钼 -石墨复合材料 ,测量它们的硬度和抗弯强度 ,并用扫描电镜观察分析了它们的显微组织和断口形貌。结果表明 :加入镀铜短碳纤维对基体起到了增强作用 ,并且随碳纤维含量的增加 ,碳纤维 /银 -二硫化钼 -石墨复合材料硬度和抗弯强度明显提高。     

镀铜石墨-银基复合材料的制备与性能研究

用化学镀方法对粒度<30μm的石墨粉进行表面镀铜处理。将镀铜石墨粉与银粉用粉末冶金法制备成镀铜石墨一银基复合材料,对其密度、电阻率、硬度、抗弯强度和摩擦磨损性能进行测试,并与相同石墨含量的银-石墨复合材料进行对比。结果表明,镀铜石墨-银基复合材料具有低的电阻率和摩擦因数,以及高的硬度、抗弯强度和耐磨性。     

襟翼控制的欠驱动飞行器自抗扰/鲁棒控制系统设计

针对含不稳定内动态的襟翼控制欠驱动高超声速飞行器现有控制策略普遍存在的机动性能不足、工程应用困难等问题,设计欠驱动飞行器的自抗扰/鲁棒控制系统。提出一种基于通道级联的欠驱动控制策略,令偏航通道作为滚转通道的内回路,利用±1.5°的侧滑角合法波动范围,提升滚转角的指令跟踪速度。结合自抗扰与鲁棒控制理论设计自动驾驶仪,该自动驾驶仪不仅适用于过载反馈/欠驱动的非最小相位对象,还在摆脱自抗扰系统对关键模型参数依赖的同时减小了鲁棒控制器的降阶难度,有广阔的工程应用前景。为验证方案有效性,以参数存在±20%随机摄动的欠驱动高超声速飞行器模型为对象进行了1 000次蒙特卡洛仿真,结果表明新的欠驱动策略能够在保证侧滑角不越界的同时提高滚转通道的响应速度,自抗扰/鲁棒控制系统在面对模型摄动与复合干扰时均有较好的鲁棒性。