有效载荷与货物组合时的热环境

从发射到着陆整个飞行阶段,轨道器货舱中的引入热环境都在可以接受的范围内,因此,利用现代化的技术完成了对有效载荷的有效温度调节设计。轨道器飞行试验计划的完成证明了,如果发生太阳截留,货舱中的预计温度为—250～+220°F,局部面积的最高温度可能达到+270°F。飞行试验计划还证明,被动的热设计可以使有效载荷的温度保持在所规定的范围内。把飞行试验的温度数据与预计值相比较,来改进轨道器的热数学模型,以便用于轨道器的设计分析和有效载荷与货物组合的热分析以及温度预示。经过验证的货舱热环境和经过改进的热数学模型为有效载荷的热设计分析以及在使用阶段与轨道器的组合提供了可靠的依据。     

航天飞机的操作经验

在航天飞机的第25次飞行中,航宇局已经取得了一些极有价值的经验,这对改进今后航天飞机的设计和操作会有很大帮助。这里谈的是航天飞机操作的一些主要经验。飞行操作经验证实了轨道器、固体火箭助推器、主发动机的重复使用能力。但轨道器的地面返场时间却大大超过所设计的时间,其原因是某些系统的修复量增大以及纠正轨道器系统飞行中暴露的设计缺陷要求作许多工程上的改进。尽管现在工作流程比初期减少了1/4,但轨道器的返场仍然限制着航天飞机的年飞行率的提高。同样,飞行设计、有效载荷集装和飞行控制器以及宇航员训练的操作经验表明初期的设计低估了其复杂性和所需时间与人力。主要原因是:(1)在一种紧缩计划中,为了能最大限度地收回科学试验的成果,应预先制定出每次任务的要求;(2)为了使科学与应用有效载荷达到最佳配合,需要经常地改变货舱的装货清单。尽管所取得的经验使得这些操作任务所要求的时间和工作量减少了,但教训是很清楚的;必须留有一定的性能余量,使得每次任务不单个地编排,并且货舱的货物清单也必须稳定以减少飞行软件产品的量。     

STS-1～STS-5航天飞机有效载荷舱低频响应的综述

本文通过航天飞机STS-1～STS-5飞行任务获得的数据,评定轨道器有效载荷舱的低频载荷及动态特性。概要地给出了起飞的外部载荷环境和着陆碰撞条件,给出了轨道器各个位置上加速度计的数据,并与分析值进行了比较。STS-2～STS-5任务中测量的起飞加速度数据重复性较好,数值比STS-1低得多,这是因为航天飞机固体火箭助推器的过压载荷降低了。准静态条件的环境低于整个飞行设计要求。STS-3的着陆条件和响应接近极限,但其他几次飞行则比较正常。对分析数据和试验数据的频率含量进行了比较。本综述的主要重点是证明空间运输系统的设计载荷环境充分囊括了飞行响应。     

惯性上面级满足航天飞机飞行任务需要

美国空军和波音公司的惯性上面级已成功地满足了航天飞机飞行任务要求,在51-C 航天飞机任务飞行期间,把国防部卫星送入地球同步轨道。惯性上面级是在发现者号航天飞机发射16小时后从轨道器有效载荷舱释放入轨。定时装置使惯性上面级中第一级发动机点火,此时轨道器至少在10     

航天飞机组装构型垂直地面振动试验

为了提供航天飞机结构动特性的基本实验数据,进行了组装构型垂直地面振动试验(MVGVT)。在研制航天飞机载有各种有效载荷与执行各类任务时的载荷预示和设计、POGO控制以及颤振准则用的高置信度分析模型时使用了这些基本数据。 MVGVT计划包括两个基本构型。这两个试验构型分别模拟发射和助推状态。发射构型包括两个固体火箭助推器、一个外贮箱和一个轨道器。对发射构型,进行了在起飞和熄火(固体火箭助推器分离前)飞行条件下的试验。起飞试验在1978年10月20日开始,于1978年12月2日完成。熄火试验在1979年1月30日开始,于1979年2月28日完成。助推构型由外贮箱和轨道器OV-101组成。对助推构型,试验了三种飞行条件(开始助推,中间助推和终止助推)。助推试验在1978年5月30日开始,于1978年7月14日完成。航天飞机试验计划是在约翰逊宇航中心指导下,由洛克威尔国际公司执行的。在整个试验过程中,马歇尔宇宙飞行中心给予很大帮助。他们负责外贮箱、固体火箭助推器和航天飞机主发动机的动力数学模型。他们还参加了液氧箱的模态评定试验。对于航天飞机组装构型垂直地面振动试验,该中心负责发射和助推构型的支撑系统设计,并且还参加了试验计划与试验要求的制定,此外,马歇尔宇宙飞行中心还负责数据评定与分析相关研究。     

预测航天飞机轨道器迎风面气动加热的近似方法及其与飞行数据的比较

为了对航天飞机轨道器迎风面在风洞和飞行环境中的层流和紊流加热率进行估算,提出了一种近似方法。这种方法以“局部无限长后掠圆柱”分析为基础,同时包括化学平衡空气和边界层外缘变熵两种情况。通过与风洞试验数据和航天飞机第一、二次飞行结果的比较,验证了这个方法。沿迎风对称面和在对称面垂直方向上,把数据作了比较,在67公里(峰值加热)以下,计算值与飞行试验数据符合得很好。     

航天飞机模态检验系统的研制和实施

在航天飞机两次飞行间的主要任务之一是检查轨道器子系统,如控制面、垂直尾翼和机翼等。目前,检验技术主要包括目检和X射线检验法,不仅费时而且没有要求的那样全面。以前的航天飞机部件和轨道器地面模态试验表明轨道器部件的故障可用标准模态试验法检验出来,于是美航宇局建成了一个专用的航天飞机模态检验系统(SMIS),用于子系统检验。本文介绍有关应用模态试验检测航天飞机部件故障、检测设施的详细情况和早期运用航天飞机模态检验系统研究潜在的轨道器振动问题等内容。     

气动助推飞行试验火箭的飞行驻点加热计算

美国航宇局将利用航天飞机轨道器部署气动助推飞行试验火箭,经过大气层上层时采集数据并由航天飞机回收,其目的主要是获取这一飞行区域的数据。在这一飞行区域中,化学和热不平衡效应在激波层中起主要作用,对未来火箭的气动外形设计有很大影响。     

航天飞机有效载荷声环境的试验研究

为了减少与航天飞机有效载荷舱声环境有关的不确定因素,进行了两系列试验。利用1/5缩比模型所做的试验表明,在放入典型有效载荷时,频率低于125赫的声级发生较大的变化。这些变化与特殊的声模态特性有关,且对声激励类型敏感。另一系列试验对第一个轨道飞行器(OV-101)的噪声降低做了评价。结果表明,掠入射激励时的噪声降低始终比扩散激励时的大。利用质量定律关系和加速度测量方法将结果外推至 OV-102。     

轨道器再入期间背风面辐射能量交换对确定对流传热率的影响

本文用在轨道器防热系统的气动表面上测得的温度和量热计热流测值,来确定防热系统表面在大气再入期间的气动加热半。由于轨道器背风面对流气动加热率低,所以总能量输入中的很大一部分有可能是由日照辐射提供的,而对于机翼表面,则较热的轨道器机身与机翼表面间的交互辐射可能在总输入能量中占很大的比重。为了考虑这些传热源的潜在影响,本文根据轨道器的飞行航迹,姿态数据和测得的表面温度、估算了日照辐射和交互辐射引起的传热量。本文介绍了航天飞机第二次飞行试验(STS-2)测得的背风面传热数据,并评定了日照辐射量和机身与机翼交互辐射量在热道器背风面总能量输入中所占的比重。     

结构动力学对航天飞机设计的影响

航天飞机由固体火箭助推器、外贮箱、很长的推进剂管路、带有机翼和垂直尾翼的轨道器和很大的有效载荷组成。航天飞机构型独特的结构动力学特征肯定对设计有影响。本文描述了这些特征,并讨论了它们对颤振、气动弹性、POGO、动力载荷、飞行控制系统以及环境动力学的影响。提出了每个受影响方面的设计要求。同时讨论了航天飞机须开展的新的分析和试验问题,指出了这些结构动特性对设计的现行的和潜在的影响,同时还对技术贡献和未来的趋势进行评述。     

利用柔性座驱动法进行航天飞机有效载荷的瞬态载荷分析

本文研究供分析线性瞬态载荷用的柔性座驱动法。提供有分析结果,并讨论了将此方法应用于航天飞机有效载荷瞬态载荷所需做的研究工作。利用本文推荐的这种方法以及惯用的方法分析了轨道器着陆模型的两个有效载荷构型。第一个构型只有一个有效载荷,第二个构型有三个有效载荷。结果表明,对于一些类型的有效载荷,可以用本方法取代目前采用的耦合载荷分析法。柔性座驱动法就是在轨道器不作结构耦合的情况下求有效载荷运动方程的时间积分,并同时计算界面反作用力。这种方法可使有效载荷的设计部门不受航天飞机轨道器资料多少的影响来完成设计/载荷分析周期,而且仍能适当地预计轨道器/有效载荷的动力互作用。当分析涉及有效载荷构型的确定以及有效载荷结构的频繁变化时,本方法大大优于惯用的线性瞬态载荷分析。     

航天飞机轨道器的再入气动热环境

航天飞机计划要求尽量减轻轨道器防热系统的重量,这个设计目标要求有一种能根据额定条件来进行气动热设计的方法。为了保持轨道器上的流动直到再入飞行轨迹的最后阶段一直是层流,对轨道器表面的光滑性有一定的要求。这种表面光滑性的要求和表面上的额定气动加热环境是依靠大规模的风洞试验计划来确定的。还制定了飞行试验计划来验证预测的气动加热环境。本文讨论气动加热设计方法的整个过程,并用结果证明,利用风洞试验数据预测飞行条件下的气动加热是合理的。     

用氦气衰减整流罩内的高声强

在航天器的发射和上升飞行期间,整流罩内会由于辐射声能引起有效载荷的振动。为了减弱这种声环境,对用氦气衰减整流罩内的高声强进行了试验。试验结果表明,氦能降低整流罩内的声压级,然而对有效载荷振动的影响却是复杂的,因为它既改变了内部声压级,也改变了结构本身的阻尼。本文详细介绍了试验情况和试验结果。     

航天飞机轨道器实验(上)

美国国家空间运输系统的定期使用又一次给气动热力学工作者以研究气动热现象的机会，而这种现象只有飞行器在高超音速度飞行条件下进入才会产生。从７０年代中期开始，航天飞机轨道器试验计划将轨道器作为一种再入飞行器进行试验（作为正常任务的附属任务）。由轨道器求试验得出的数据表明，对于升力体再入飞行器，至今的基准超音飞行结果数据是不能用的。这些数据目前正用来验证现代方法（试验方法和计算方法）的整个过程，以模拟或     

航天飞机底部加热

本报告详细地描述了航天飞机第一级和第二级底部加热环境,并通过航天飞机STS-1次到STS-5次飞行提供了选择过的飞行加热率数据。同时在若干位置对飞行前预示设计环境与真实飞行测量数据进行了比较,但是没有详细介绍航天飞机飞行前预示底部加热计算方法。一般来说,航天飞机底部加热环境包括轨道器主发动机和助推器的喷流辐射、空气自由流对流冷却和喷流回流对流加热。底部区域每一个设计点都承受着不同大小的辐射加热和对流加热,其大小依赖于设计点相对于喷流的位置、底部气体吸收、结构堵塞、一般底部外形和当地表面温度。航天飞机研制阶段结束后,所收集到的飞行数据表明,数据的重复性是好的,而且它不受由于轨道和工作参数细小变化引起测量环境变化的影响。飞行测量数据和飞行前预示的设计数据非常相吻,从而全面验证了这种预示方法。     

气动加热和防热系统热性能的不确定度对航天飞机轨道器的影响

本文讨论的一种方法,能用来估算研制航天飞机轨道器时所用的气动加热设计法和防热系统热性能计算法中的不确定度。该方法被用来预测轨道器再入过程中防热系统预期热响应或额定热响应,周围的不确定度带。首先,确定了对这种不确定度带起重要影响的流场参数和防热系统参数,然后用统计方法把这些参数合并,使之在一定程度上适合于进行工程估算,从而算出防热系统的热置信区间和以设计温度极限为基准的温度裕度。对某个选定的防热系统设计来说,可以用这个方法来拟定轨道器未来飞行工况的再入飞行轨迹,使之既能满足温度裕度的要求,又能满足热置信区间的要求。本文对现有的轨道器防热系统设计中选出的一些区域,针对早期飞行试验工况中具有代表性的再入飞行轨迹,进行了热设计裕度的评定,用这样的实例阐明了本方法。     

航天飞机轨道器可重复使用隔热层的热性能

航天飞机轨道器的首次飞行提供了轨道器防热系统可重复使用的表面隔热层(RSI)热性能验证所需要的初始数据。RSI分系统是由二氧化硅瓦、涂硅酮的尼龙毡隔热层以及陶瓷布缝隙填充物和绝热隔板组成。本文对它们的热性能进行了讨论。被广泛的地面试验验证过的这些RSI分系统组件热响应的预测结果与再入飞行试验数据进行了比较。比较结果表明。RSI分系统的热性能满足设计要求。     

“奋进号”航天飞机轨道器进入最后试验阶段

“奋进号”航天飞机7月6日在罗克威尔国际公司的轨道器装配厂第一次装上了航天飞机主发动机。它将在明年4月完成总装.然后.出厂、交付给美国航宇局。在这之前,还将对这第五架航天飞机轨道器进行一个为期八个月的试验,预计它将在1992年第一次执行太空飞行任务。“奋进号”将成为美国航宇局的第一架装备有着陆减速止动伞的航天飞机轨道器。1988年苏联“暴风雪”号航天飞机,在完成初次无人驾驶飞行以后。也使用过这样的系统。     

美航宇局负责人谈未来空间运输系统

航宇局第二代航天飞机将运载与使神号大致相同的有效载荷,采用新的烃类发动机,应用较多的轻质材料。航宇局预研部主任贝根新近指出,未来的航天飞机混合机队包括小型有效的载人轨道器(用于有效载荷检修、营救和太空站后勤服务)和能够运载