结合国内外研究情况,分析在轨加注站研究的必要性和任务前景;给出了基于在轨加注站的地球空间任务、月球探测任务、小行星探测任务和火星探测任务等任务模式和相关运输系统组成;最后给出在轨加注站初步构型设想。研究内容为后续深入开展在轨加注站技术研究打下基础。
2014年12月18日,联盟号ST-B火箭将4颗O3b网络服务卫星送入预定轨道,但是弗雷盖特上面级第2次点火后,停止向地面控制中心传输遥测数据。在没有遥测数据的情况下,阿里安航天公司只能利用任务模拟视频估计弗雷盖特上面级的位置和动作。随后根据传回的数据才最终确定卫星成功入轨。
针对可重复使用运载器再入返回段非线性、高动态、多约束、强耦合的特点,对传统意义上先根据飞行任务给定攻角变化曲线,再采用跟踪技术通过调整倾侧角进行轨迹跟踪的标准轨道制导方法进行完善,在考虑三通道耦合及实际飞行能力的情况下,通过引入攻角保持回路,改善倾侧角变化对实际攻角的影响。仿真结果表明,实际攻角能够很好保持在给定攻角附近,...
为了满足SLS芯级的要求,NASA与航空喷气-洛克达因公司对RS-25发动机的控制单元进行升级改进。发动机控制单元负责实现运载火箭与发动机间的实时通信,向发动机传达火箭对其发出的指令,并将数据传输回火箭。在监控发动机状态的同时,通过调节推力及燃料混合比实现发动机的闭环管理。RS-25控制单元曾参与航天飞机任务，但部分部件已经停产且无法与先...
美国国防部计划提高末段高空区域拦截系统（THAAD）拦截弹的射程,以应对朝鲜和伊朗的导弹威胁,甚至中俄两国的高超声速武器。美国导弹防御局与洛·马公司正在研制增程型末段高空区域防御拦截弹（THAAD-ER）。洛·马公司防空反导事业发展部负责人2015年1月7日表示，新增程型拦截弹将使用和原有拦截弹相同的发射装置和杀伤器。
运载火箭助推器分离后的姿态和轨迹对于助推器着陆区域确定以及回收系统设计十分重要,研究分析助推器姿态和轨迹的关键在于确定助推器分离后的气动特性。由于助推器分离后在稀薄大气环境条件下自由飞行,国外往往通过风洞试验方法来模拟助推器的气动参数。采用一种基于粘性绕流和细长体理论的工程算法来计算助推器分离后飞行的气动参数,并将气动...
目前,美国陆军授予洛·马公司一份7 800万美元的合同,旨在改进升级陆军战术导弹系统（ATACMS）。洛·马公司称,该项目将研制性能更高、成本更低的ATACMS系统,仍采用block1型ATACMS系统早期生产的硬件。此外,在满足陆军远程精确打击需求的同时,不会留下未爆炸的弹药。该项目将对改进后的ATACMS系统进行飞行试验，于2016年初生产。
随着国防事业的飞速发展,在军事应用领域中,对陀螺寻北仪在寻北的快速性与精确性上的要求越来越高,为降低在野外工作时外部环境对其寻北测量的影响,通过引入抗干扰控制电路,改善其抗干扰性,增强其适应外界环境的能力。
针对运载火箭加注时连接器与加注活门的自动对接系统控制流程展开研究,提出将机械结构按照耦合程度分类的方法,将控制流程的设计从具体的机械结构中脱离出来,加强控制流程设计的通用性。通过仿真分析证明控制流程存在的必要性,给出了自动对接系统的控制流程,并依据此流程进行仿真分析,结果表明,控制流程可满足自动对接系统要求。
提出节点热模型分析方法,从电液伺服系统生热、传热机理出发,建立节点热物理模型,推导出节点热数学模型。在此基础上,搭建系统节点热物理模型,列写各节点热数学模型并组装成系统,并在Matlab下仿真求解。设计一套温度试验系统,得到了覆盖全系统的温度场信息。将仿真结果与试验数据对比,验证了节点热模型分析方法。旨在把握伺服系统温升机理,建立...
航行体水下发射出筒是一个复杂的刚体运动与振动耦合过程,且伴随着复杂流体动力学现象的产生。运用多体系统动力学理论和仿真软件建立减振垫适配关系下的航行体水下出筒动力学模型,使用缩比试验获得的实测水动力数据和内弹道对航行体水下发射过程进行动力学仿真,研究航行体出筒弯矩载荷和姿态角速度随占空比和减振垫数量的变化情况,分析影响占空...
考虑水下航行体的弹性特性,建立航行体与发射筒之间接触、摩擦作用的刚柔耦合模型,发展了多约束航行体水下垂直发射动力学仿真分析方法。给出算例,获得了筒内弹道、水中弹道、航行体姿态和内部载荷等参数的变化规律。分析表明,计算结果能够反映航行体水下垂直发射过程的特点,计算方法合理可行。
对2014年国外航天运载器的发射情况与研制进展进行总结和概括,并对该领域的重大热点事件进行综述和分析,最后对各国2015年的发展进行展望。
对2014年国外弹道导弹的飞行试验和装备情况进行统计,对该领域的重大热点事件进行总结与分析,最后对2015年国外弹道导弹的发展和装备情况做出展望。
基于元器件非工作计数法能够实现对再入飞行器电子类单机的贮存,并通过对贮存寿命的估计,说明该方法可行,可作为再入飞行器电子类单机贮存期试验研究与工程评定的辅助手段。
网络控制系统作为新近出现并兴起的控制系统,其系统结构优秀,能够较好地满足航天器的自主性和智能性的要求,代表了航天器控制系统未来的发展趋势。从网络控制系统共性问题和航天领域专有问题进行了系统地分析,重点讨论航天器总线选用原则、可靠性及拓扑结构、总线负载、总线时延影响因素、通用仿真平台和网络消息调度等问题,并提出了相关的设计...
在传统的弹道分段优化设计基础上,针对国外某临近空间飞行器,提出一种全程弹道一体化设计与优化方法。建立包含助推段、变轨段、滑翔段与下压段的复杂多阶段多约束全程弹道优化模型,采用Guass伪谱法进行参数离散,基于遗传算法与序列二次规划法组成的复合优化算法,实现了全程弹道优化仿真计算。仿真结果验证了多阶段多约束优化模型处理方法的可行...
利用AMESim软件针对某型运载火箭氧输送管水试试验进行仿真分析,建立无蓄压器和带蓄压器试验系统仿真模型,模拟试验过程中的主要压力变化,并利用软件自带的FFT变换（快速傅立叶变换）获取管路在与水介质耦合作用下的一阶频率和二阶频率。通过对比分析发现,仿真结果与试验结果比较吻合,验证了仿真模型的有效性。
针对液体火箭发动机尾焰红外辐射传输方程计算方法、气体辐射参数计算方法以及发动机尾焰红外辐射一体化数值计算研究进行归纳总结。提出发展适用性更广的尾焰红外辐射传输方程计算方法,建立气体光谱数据库及加快开展高精度的尾焰一体化计算研究。
在标定陀螺仪组合时,一般使用速率试验标定标度因数和安装误差角,使用多位置试验标定与视加速度相关误差项。对于与视加速度相关误差项的标定,目前采用的误差模型中一般只包含零次项和一次项,且并未检验模型的显著性。为了确定陀螺仪组合与视加速度相关的显著高阶模型,首先给出误差模型的一般形式;然后,应用显著性分析方法,确定模型中零次项和二...
印度空间研究组织（ISRO）高级官员表示,印度正在研究重复使用技术,计划在2015年3月对带翼重复使用运载器技术验证机（RLV-TD）开展飞行试验。目前,ISRO正在进行RLV-TD的集成工作。RLV-TD包括一系列技术验证任务,将作为完全可重复使用两级入轨飞行器计划的第1步。目前,ISRO为RLV-TD制定了4次飞行试验：高超声速飞行试验（HEX）、着陆试验（LEX）...
与2005年退役的俄罗斯铁路机动战略导弹系统SS-24相比,俄罗斯目前在研的新型铁路机动导弹系统巴尔古津的载弹量增加1倍,可装载6枚亚尔斯或边界洲际弹道导弹,相当于1个团。装备该系统的一个师将配备5个团。新型铁路机动导弹系统载弹量的增加与所装备导弹质量的下降有关：该型导弹将在亚尔斯导弹的基础上研制，起飞质量不超过47t；
从Kalman滤波定姿算法的实时实现出发,设计一种降维Kalman滤波器。推导了加速度计、磁强计组合全方位姿态角的解算公式。基于四元数微分方程,采用四阶龙格-库塔法对陀螺仪输出的角速率数据进行处理,建立了递推关系式,并以姿态四元数作为系统的状态矢量,构成四维Kalman滤波器。在DM3730 Cortex-A8处理器平台上对算法进行实现和实验验证。实验结果...
建立地面目标与背景的综合热模型,参考文献中试验数据,对Radtherm的仿真性能进行评估,分析外界环境的影响因素,主要仿真分析风速和风向对预测结果的影响。最后基于红外相机的试验结果,对工程应用中的相关支撑设备进行仿真。通过对比结果,验证了基于Radtherm的红外热分析方法的有效性,为今后工程应用中红外仿真和试验提供一定的参考。
基于蒙特卡罗法（MCM）建立蜂窝结构瞬态传热仿真模型,进行了蜂窝结构隔热性能的数值模拟,重点研究蜂窝腔内不同表面发射率对其传热性能的影响。研究结果表明,在空间低温环境条件下,通过减小蜂窝腔内表面平均发射率可以使蜂窝结构材料具有更好的隔热性能,其中,蜂窝腔内顶面、底面发射率对蜂窝隔热性能的影响大于侧面发射率的影响。
针对多飞行器协同作战的特点和要求,提出一种针对机动目标时间可控的协同制导律。该制导律由时间误差反馈与引入目标机动补偿的扩展比例导引（Augmented Proportional Navigation Guidance,APNG）结合推导得出,其结构形式简单,易于实现。通过多种目标机动形式数字仿真,验证新型制导律导引多飞行器在期望时间击中机动目标的有效性及可行性。
在现有的石英加速度计基础上,结合铍材的使用,进行高精度、高稳定性挠性摆式加速度计的研究。从零位、标度因数、二次非线性、安装失准角4个方面阐述了石英挠性加速度计性能上的提高。此外该加速度计质量减少25%,启动稳定时间缩短30%。对石英挠性加速度计材料和结构上的改进具有指导意义。
针对某新建动力系统试验台液氧加注需求,设计阻力孔板流量调试方案。采用理论计算的方法确定孔板直径,并对加装孔板后的管路流场进行数值模拟,验证了设计的合理性。采用经验证的孔板进行流量调试,得到与各流量输出值相匹配的系统运行工况,将调试得到工况运用于实际的动力系统试验并对结果进行对比分析。结果表明,动力系统试验中液氧加注实际工况...
固化降温过程是固体火箭发动机装药制造过程中的一个重要环节,固化降温过程中各界面热应力的产生将直接影响装药性能,为此建立了装药数学模型和物理模型。基于粘弹性积分型本构关系,应用有限元分析软件,数值模拟固体火箭发动机装药的固化降温过程,得到固体推进剂在固化降温过程中应力、应变的变化规律。仿真结果对分析装药固化降温过程中的结构...
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