有效载荷/阿里安3运载器动特性分析

本文给出阿里安3运载器在飞行期间作用在有效载荷上的动态载荷的预测方法。这种研究通常称之为“耦合分析”,它限于较高的纵向激振:发生在主活门关掉之后的第二级推力衰减。整个结构当做有效载荷和运载器的组装结构对待;前者用简化的“有效质量”模型,后者用详细的“有限元”模型表示。运载器/有效载荷界面的加速度用以下两种方法计算:——第一个方法用模态迭加法,它要求完整系统(运载器+有效载荷)动特性的全部信息。——第二个方法是基于直接积分的方法,它可以不通过动态特性的模态计算而直接求解运动方程。这种分析是在 L01、L03和 L04次飞行中观测的若干次推进衰减情况下进行的,而且考虑了激励的散度,并采用综合的发动机关机情况。方法应用于第一次 Ariane3(L10次飞行)任务,这次任务是进行 ECS2和WESTAR6双星发射,并考虑了 SYLDA 双星发射连接架。     

重复使用运载器再入动力学建模研究

通过对重复使用运载器再入动力学建模技术的研究,提出以再入飞行器导航常用的WGS-84世界大地坐标系为参考,在北天东坐标系建立飞行器再入质心动力学方程和描述飞行姿态的建模方法,建立可兼顾再入返回和高精度着陆需求的通用刚体动力学模型;借鉴运载火箭与导弹等弹性飞行器动力学模型的应用经验,提出混合坐标法,首先用准坐标系描述飞行器等效刚体的刚性平动和转动,然后用有限元理论描述弹性飞行器相对于等效刚体的复杂弹性振动,最后利用弹性变形引起的附加攻角和侧滑角产生的附加力和力矩体现刚体和弹性振动耦合的刚弹耦合动力学模型建模方法,并基于再入通用刚体动力学模型建立适用于面对称重复使用运载器的再入刚弹耦合动力学模型。结果表明:建立的重复使用运载器再入动力学模型充分考虑了地球椭球体和自转的影响,模型物理意义明确,工程实用性强。     

先进运载系统采用捆绑推进组件设计

休斯飞机公司目前为空军/航宇局设计的先进运载系统(ALS)是一种全部采用液氢/液氧的运载系统,这种系统根据有效载荷的要求可以捆绑多达6个推进组件。这种运载器高达约185英尺,它的设计要求在90年代中期能把90000～250000磅重的有效载荷发射入轨。     

高函道比涡轮风扇发动机在二级空间运载系统上的应用

为了满足空间运载系统加速度的要求,选择火箭推进是合算的。然而,运行实用要求提出使用吸气式推进系统。考虑到研制和运行的成本,进一步提出,第一级(或称运载器)采用高函道比的涡轮风扇发动机和高展弦比机翼的亚音速配置:轨道器采用火箭推进系统。最后,鉴于研制成本需分期偿还,于是又提出小的有效载荷和频繁飞行,以使每千克有效载荷的总成本降到最低限度。虽然小的系统不如大的系统有效,但性能分析表明,由Transpace公司现在设计的商用二级空间运载器,有足够的有效载荷。此外,对高吨位环境条件下未来有效载荷潜在的特性分析后得出结论认为,小的有效载荷(即5～10吨)是令人满意的。而先进技术预示大的有效载荷能降低每千克有效载荷的成本。     

数字自动驾驶仪设计与计算机容量研究(最后技术报告)

这篇报告介绍的是NASA12-2048号合同研究期间所得到的研究成果。报告详细地描述了典型的运载器所用的数字飞行控制系统的设计方法,这些运载器(宇宙神/半人马座,宇宙神/伯纳Ⅱ,土星IB/半人马座,以及土星V/旅行者)将在今后十年用于各种空间技术。分析与设计运载器稳定性所要求的数字自动驾驶仪的增益和滤波器,导致研制一个能够适应上述任何一个或者所有运载器的飞行控制要求的单一的软件组合。报告对这种软件编排连同系统所要求的定时容量及输入/输出等做了综合描述。最后讨论了每种运载器系统的混合实时仿真所得到的结果;这些结果表明单一的飞行控制系统的能力和性能。     

预示有效载荷振动环境用的瞬态激励和机械导纳试验法

给简单的梁-质量运载器及有效载荷模型分别施加瞬态激励力,研究结构接合面和其他相应点的复导纳函数。然后,用矩阵表达式把这些测得的导纳以解析方式组合起来,对耦合系统的动态特性作出描述。预示有效载荷模型对运载器模型激励的响应,并将结果与在组合模型上测得的结果作了比较。还把这些结果与早期的研究结果作了比较,在早期的研究中,除了用稳态正弦激励法这一点之外,其余均采用与本方法类似的过程。总的说来,用瞬态试验法得到的结果比稳态法的好。而且,完成同样的试验,瞬态法所需的时间要少得多,还能提供更高的数据分辨率。然而,这种方法的数据收集和处理问题更为复杂。可以认为,瞬态试验和导纳矩阵预示法会是研究有效载荷振动试验的一个有价值的方法。文章最后给出进一步改进这一方法的建议。     

用扩充的模态鉴定试验验证阿里安4有效载荷整流罩数学模型

阿里安4有效载荷整流罩由两个半壳体组成,它们在运载器上升阶段靠火工品系统从运载器上抛掉。由于半壳结构的外形尺寸大、周向刚度低,在分离冲击下会产生较大的弯曲变形,所以在相应的分析估计中必须仔细考虑所产生的几何非线性影响。为了对整流罩半壳的几何非线性动态特性有深入了解,做了下述一些试验。所得到的试验数据被成功地用于半整流罩有限元模型的调整,这些模型是随后的分离分析工作要使用的。     

商用宇宙神运载火箭

本文首先介绍了商用宇宙神运载火箭的性能、有效载荷界面和环境要求,接着用较大篇辐描述了宇宙神改进结构后的性能和所作的改进。这些改进包括贮箱结构的改进和采用大功率的推进系统、先进的控制装置,并介绍了其他设计特点。所有这些改进实际上使得商用宇宙神与目前的宇宙神/半人马座运载火箭系统相比,不用改变有效载荷界面和环境要求就能增加其运载能力。     

欧洲未来的航天运输系统

ESA(欧洲航天局)根据1990年后可能的任务和有效载荷要求,确定了在AR-4(阿里安4)之后的欧洲一些未来运载器选择方案。这些方案是:(1)与AR-4部件组合的运载器,(2)一次性使用的AR-5运载器,(3)具有可重复使用第二级的AR,(4)新型一次性使用的低温运载器,(5)可完全重复使用的运载器。每种运载器的低地球轨道有效载荷质量都在10至16Mg之间。对于最重要的地球同步通讯卫星这类任务(2.5至4.5Mg)来说,已分别对其发送和入轨系统作了分析,包括费用和费效分析。在经济性和方案方面同美国和其他国家九十年代的发射系统作了分析对比,其结论是,只有可完全重复使用的运载器才能满足一切任务和有效载荷的要求;并且,只有这样的运载器才能从根本上降低发射费用。对欧洲的运载器技术概况和未来航天运输领域的活动计划作了结论性研究。作为本研究的一部分,还建立了运载器的研究、制造和使用费用模型。     

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。     

火箭-吸气发动机组合推进装置在弹道式空间运输系统上的应用

本文对总质量为155Mg的1(1/2)级弹道式可回收垂直起飞空间运输系统因使用吸气式动力装置而可能增加的有效载荷进行了估算。该系统包括:作为1/2级加给130Mg结构的、可回收的涡轮-火箭-冲压组合发动机环和早期工业研究中所考虑的垂直起飞、垂直着陆的单级纯火箭运载器。高压、高循环火箭发动机有时与吸气式发动机并联使用,两种发动机均采用氢氧燃料。由于起飞质量一定和采用吸气式发动机,火箭的推力和燃烧时间,循环转换和级分离点以及100m高度上的入射角便成了主要变量。采用的是现代科学技术。弹道除加速度限制外,不受任何条件约束,所以可以采用最佳推进系统。文中给出了推进系统性能图、上升弹道和重量分配。占总质量7.8％的相对有效载荷是按吸气式发动机运载器确定的,该百分比与一次使用的二级火箭运载器相比显然是很高了。     

基于跟踪微分器的单天线DGPS定向测姿方法研究

设计了基于跟踪微分器的单天线DGPS定向测姿方法,构造基于积分方法的跟踪微分器,并将其用于DGPS速度的滤波和微分处理,从而得到较精确的速度和加速度信息,通过对载体运动模型的分析和数学推导,得到计算载体姿态的方法。最后,给出了该方法在车载系统中的仿真,结果表明该方法可以提供有效的姿态信息,可以成为常规姿态测量系统的备份。     

乘东风展航天之帆行万里续长征扬民族之气利千秋——积极探索发展中国航天运输系统的新思路

1前言 遨游太空是人类自古就有的愿望.古代火箭的发展、16世纪以来科学技术的进步和现代工业的兴起使人类开始从幻想转为科学探索.随着现代科学技术的蓬勃发展,航天运输系统的概念逐步形成.航天运输系统是指往返于地球表面和空间轨道之间,或在轨道与轨道之间运输各种有效载荷的所有的运输工具系统.它们包括载人或货运飞船及其运载火箭、航天飞机、空天飞机、各种可重复使用航天运载器、应急救生飞行器、各种辅助系统以及研究中的空间机动飞行器等.又可分为一次性使用航天运输系统和重复使用航天运输系统,前者主要为一次使用运载火箭、宇宙飞船,后者主要为航天飞机、空天飞机等部分或完全重复使用的航天运载器系统.一般的航天运输系统组成包括:发射支持系统、测控系统、运载器系统和有效载荷.     

适应大偏心载荷适配器的结构方案与分离分析

针对某型再入式航天器对运载器连接分离的技术指标要求,结合此类航天器具有质心偏移中心轴线较大距离的特点,设计了一种适应大质心偏移的有效载荷适配器,并对分离方案进行设计及仿真分析,实现了满足航天器与运载器分离姿态的无干涉分离,在不增加额外结构自重的前提下,有效提高了运载效率。     

圆筒机身航天运载器发展前景

本文就未来航天运载器采用圆筒形机身结构的优越性进行了分析,通过圆筒机身运载器与当前航天飞机的比较,证明它既能携载更大的有效载荷,又有利于减轻发射重量,是较好的结构形式。     

基于侧喷流直接力技术的运载器姿态控制方法

侧向喷流直接力控制技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用.运载火箭作为跨大气层飞行器,可以尝试采用该技术进行姿态、轨道控制.介绍了一种由侧向喷流发动机作为姿态控制执行机构的运载器,建立了运载器在大气层外飞行条件下的姿态动力学模型并设计了姿态控制规律.仿真结果表明,在姿控发动机存在安装误差的情况下,所设计的控制规律可以实现对运载器姿态的控制,通过选择控制器参数改变系统的响应特性可以满足迅速、精确、稳定地控制系统的要求.由此可见,采用侧向喷流直接力姿态控制系统能够完成运载器姿态控制任务.     

刚体运动加速度传感器

对于火炮结构而言,加速度响应量可分为弹性振动加速度和刚体运动加速度。本文的目的是提出一种强冲击刚体运动加速度传感器,以解决火炮尤其是大口径火炮后坐部分后坐刚体运动加速度测量,消除传统测量方法测量信号中出现的结构应力波或弹性波干扰现象。利用电磁感应原理和机械原理,将微型角加速度敏感元件的角量转化为运动物体的线量。敏感元件不固定在运动物体上,完全隔离由于弹性波引起的信号干扰,确保输出量仅为刚体运动加速度信号。它也是其他物体大行程刚体运动加速度测量的理想传感器。     

海长矛运载器

本文介绍了1980～1986年间开展的海长矛反潜武器的设计和研制,海长矛是一种密封式导弹系统,由潜艇水下发射,无控浮至海面,出水,导弹点火并与运载器分离,沿射向飞至预定点,然后分离有效载荷和助推器,投射弹头进入水下,其中,运载器是一个石墨丝湿法缠绕的夹层结构圆柱体,用来保护导弹,设计中必须考虑的因素有:组装、运输和使用中的环境;流体静水压和发射压力;潜艇上贮存及发射过程的冲击载荷;浮上海面;出水;导弹的飞出。根据设计要求,以及运载器石墨复合材料的结构特点,提出几种特有的设计方案和制造工艺。     

导弹水面热分离性能建模与计算

根据战术导弹与运载器水面动态热分离过程特点,建立了导弹与运载器分离载荷和分离弹道工程计算模型,编制了相应计算机解算程序。针对一种水面热分离战术导弹,计算其与运载器的水面动态分离性能,计算值与相关结果符合较好。分离性能工程模拟计算快捷方便,可为水面导弹分离系统的设计和改进提供一定理论指导。     

振声和瞬态环境的设计与验证指南

本文系马歇尔航天飞行中心编发的振声与瞬态技术的一般指南,可用于由该中心管理的所有运载器和有效载荷部件及仪器。