空天飞机

摘要： 空天飞机是航空技术与航天技术高度结合的飞行器,它的诞生把宇宙空间开发推向了一个新的阶段。在空天飞行器的研究上,20世纪的苏联可以说是位于领先地位,其提出的“螺旋计划”也是人类最早的“空天飞机”计划之一。大胆的设计方案1976年2月17日,苏共中央委员会及苏联部长会议通过了第132-51号决议,决定建立多次使用航天系统,这也是苏联航天飞机项目以文件形式确定下来的最早的源头。决议中批准了暴风雪号航天飞机和黎明号运载火箭(后来改称能源号运载火箭)的设计工作,苏联人希望用这种既能航空也能航天的飞机,对外太空的敌方卫星进行打击,以此来终结美苏之间的太空竞赛。

摘要： 一、引言20世纪80年代,美国提出的“星球大战”计划和近年来不断发展的先进高超声速武器(AHW)、弹道导弹和X-37B空天飞机等装备,越来越对俄罗斯空天安全产生新的威胁,催生了俄罗斯对太空防御的重视和发展,俄罗斯认为,来自空天领域对其的打击威胁是俄罗斯面临的最为严重的现实军事威胁之一。于是,在2011年12月新成立了俄罗斯空天防御兵这一新军种,其足以表明俄罗斯对空天防御的重视。

摘要： 针对空天飞机再入横、侧向通道的姿态控制问题,设计了一种智能神经网络自适应复合控制方法,基于误差反馈学习准则在线更新神经网络权重以补偿全量姿态控制律输出的姿态控制指令。同时,面向再入过程横侧通道的强耦合问题,引入了耦合控制系数,以降低横、侧通道间的控制干扰。此外,提出了一种自适应链式控制分配律,在控制信号中引入正交优化多正弦激励,基于递推最小二乘方法对气动参数进行在线辨识,进而实时更新链式分配策略。最后,对空天飞机再入横侧向通道的神经网络自适应复合控制方法进行数学仿真校验,验证了该方法的有效性和鲁棒性。

摘要： 60年间,全球一共有九种载人航天器将人类送上太空,而这九种航天器其实就是两类:垂直起飞垂直返回的载人飞船与垂直起飞水平降落的航天飞机。而水平起飞水平降落的空天飞机目前还只停留在纸面上。自1961年苏联宇航员尤里·加加林乘坐东方1号飞船进入地球轨道,成为全世界第一个进入外层空间的宇航员,拉开了载人航天的序幕,到今年中国的航天员入驻自己的天宫空间站,时间已经过去了整整60年。

摘要： 针对禁飞区影响空天飞机再入可达区域问题,基于极限绕飞轨迹提出一种不限禁飞区位置的可达区域求解方法.首先,考虑空天飞机规避禁飞区后的剩余飞行能力评估,从极限绕飞轨迹与禁飞区的切点出发,提出绕过禁飞区后的子可达区域计算方法,在此基础上获得禁飞区影响下的可达区域和不可达区域的边界.然后,考虑禁飞区在经度/纬度剖面内可能出现的位置,分类讨论不同情形并给出对应子区域的求解算法,使用射线法判定目标点是否位于可达区域内,并应用分段预测校正制导方法实现面向可行目标点的导引.最后,在仿真中,给出了对经度/纬度剖面内散布的圆形禁飞区分类结果,并针对每一分类的禁飞区开展了可达区域求解计算分析.仿真结果表明,对不同种类的禁飞区情况,均能稳定实现可达区域求解,同时对于可达区域以内的目标点,通过应用分段预测校正方法可以满足再入制导精度要求.

摘要： 为了避免两级入轨空天飞机两子级之间存在的激波干扰,提高两级在高速阶段的气动性能,基于锥导乘波理论提出了一种上表面部分融合的两级融合乘波气动布局设计方法,并采用数值模拟方法研究了该布局的气动特性.计算结果表明,乘波体距离基准锥轴线距离的增加会提高两级的升阻比,上表面后缘线二次项系数的增加使两级的最大升阻比提高,但对上面级影响较小,当组合体不变,上面级的最大升阻比随着半展角的增加而减小.下面级在低速飞行时,由于上表面的凹陷,比组合体拥有更高的升力系数,这表明上面级的分离将提高飞行器的升力特性,使下面级拥有更好的着陆性能.

摘要： 美国是世界头号航空航天强国,在科技史上屡屡有让人感觉惊艳的产品问世。近日,一则新闻又一次证明了这个事实:据美国《航空学人》网站报道,当地时间2019年10月27日凌晨3点51分,美国空军X-37B轨道测试空天飞机五号机升空780天后成功返回地球,在美国肯尼迪航天中心的航天飞机降落设施中成功降落。

摘要： 20世纪80年代,欧洲航天局在载人航天领域迈出了突破性的一步,通过与美国国家航空航天局合作,欧洲首个可以重复使用的载人航天器''''空间实验室''''于1983年11月28日成功送入预定轨道,这给了欧洲航天局很大的鼓舞。随后,欧洲航天局规划中的两个先导项目,载人航天器——''''赫尔墨斯''''航天飞机和''''阿里安-5''''运载火箭先后投入研制。

摘要： 在分析空天飞机的发展现状基础上,针对空天飞机带边条三角翼,提出了参数化的平行布置多腹板结构方案,并设计了不同翼肋数的两种机翼,采用有限元方法分析了两种结构在亚声速、跨声速、超声速、高超声速等多种工况下的强度、刚度特点.使用Nastran对翼肋、蒙皮、腹板厚度进行优化后,通过比较两机翼的受力特性与结构质量,分析翼肋数、各区域结构件厚度对小展向比机翼的影响,为空天飞机机翼结构设计提供参考.

摘要： 建立一种面向空天飞机概念设计的操稳特性快速评估流程和方法.首先在飞行器几何参数化建模开源软件OpenVSP中创建空天飞机三维外形;然后将OpenVSP中空天飞机外形数据导出并转换为气动导数计算程序所需的数据文件;在完成气动特性和气动导数计算之后,最终进行操稳特性分析和评估,包括平衡特性、静稳定性、动稳定性、操纵响应特性的分析和评估.通过典型算例,验证了空天飞机操稳特性分析评估方法的有效性.

摘要： 随着太空开发和新的军事战略发展要求的提出,空天飞机已经成为当前备受各国关注的技术领域,在对美国 X-30、X-3和X-37B等空天飞机计划的进展进行阐述的基础上,分析了研制空天飞机必须解决的技术难题,并提出了我国开展该领域研究的技术策略.

摘要： 集建模、制导控制律设计与数学仿真分析于一体的建模与仿真平台是进行空天飞机再入制导导航与控制系统（Guidance, Navigation and Control, GNC）研究的有效手段。提出一种基于Matlab平台和 STK软件的空天飞机再入GNC一体化建模与仿真平台方案。基于Matlab平台进行二次开发，建立空天飞机建模工具，开发制导控制律辅助设计工具和数学仿真程序，利用STK软件进行结果的可视化仿真，为空天飞机再入GNC系统研究提供有效的建模、设计与仿真分析工具。

摘要： 空天飞机的重量控制和结构目标重量的估算方法与航空领域的飞机结构有所不同，需要考虑热防护带来的结构重量。因此合理而比较准确的估算空天飞机的结构目标重量对空天飞机的重量控制至关重要。本文主要介绍空天飞机结构重量估算中的一些经验和方法。

摘要： 本文叙述空天飞机外形模型在Ф0.5m高超声速风洞中的测力结果.给出来流Ma=4.96和Ma=7.96时,攻角α从-5°到25°下的纵向气动力系数.在Ma=4.96时,还讨论了Re数的变化对气动力特性的影响。

摘要： 本文基于风雷软件发展了数值模拟高温气体化学非平衡流的隐式求解器,其求解方程在已有的NS求解器中通过增加ns-1个组分质量守恒方程,以及振动能量方程和电子能量方程得到.控制方程的数值计算采用有限体积法,时间推进采用完全隐式的LUSGS格式,无粘项空间离散有Roe、AUSM等多种常用格式可以选择,粘性项空间离散采用中心格式,化学源项可显式处理,也可隐式处理.程序验证主要选取HEG激波风洞的圆柱试验开展数值模拟,并与ACANS程序的数值结果相互验证,检验了算法和程序的可靠性.最后,基于该隐式求解器对空天飞机外形的气动力和气动热特性进行了预测和分析,显示了风雷程序在化学非平衡流数值模拟应用中的良好性能.

摘要： 技术风险管理，是有组织的、系统化进行风险决策的学科，主动识别、分析、计划、记录和管理风险以提高实现项目目标的可能性。技术风险管理过程关注于项目目标的基础框架，并为风险管理决策和随后的管理活动提供了分析基础。本文在调研美国空天飞机X-37B的技术现状基础上,查阅了X-37B的相关资料和NASA标准、程序文件,依据X-37B的相关可靠性及任务保证的独立评估报告,对X-37B风险管理的目的、组织和职责,风险管理的方法,X-37B风险分析的结果,做了详细的调研分析,为我国相关产品的风险管理技术研究,提供了借鉴和参考.由美国NASA标准及相关资料可以看出，X-37项目的风险管理已经应用的十分成熟了，并且也被证明是成功的。但需要指出的是，风险矩阵也有它的不足之处，具体表现在以下儿方面:没有考虑到风险的接口关系。每个风险都是单独映射到矩阵上;不能处理累积的风险，例如，总风险;不能表达不确定性。通常认为风险存在于一个可能性范围和后果范围内，这两个可能通常都是已知的.rn 综上所述，NASA使用的标准化5×5矩阵，后果和可能性不同层次的重要性都是固定的，可能性和后果之问固定权衡，不能反映工程型号的实际情况。但其管理方式及实施途径，为我国相关项目的工作开展提供了理论基础，起到了示范作用。

摘要： 空天一体信息系统是未来战争的中枢,卫星通信在空天一体信息系统中发挥着重要的作用,然而由于卫星通信的资源有限、抗干扰性差、抗毁性差等局限和世界各军事大国反卫星武器的出现,卫星通信将面临极大的威胁。本文通过介绍国内外军事卫星通信发展现状,分析卫星通信所面临的主要威胁,继而寻求“替代卫星通信”的通信方式,以保障空天一体军事信息的可靠传输。

摘要： 空天一体信息系统是未来战争的中枢,卫星通信在空天一体信息系统中发挥着重要的作用,然而由于卫星通信的资源有限、抗干扰性差、抗毁性差等局限和世界各军事大国反卫星武器的出现,卫星通信将面临极大的威胁。本文通过介绍国内外军事卫星通信发展现状,分析卫星通信所面临的主要威胁,继而寻求“替代卫星通信”的通信方式,以保障空天一体军事信息的可靠传输。

摘要： 在100多年前美国人就发现，旧的带有凹坑的高尔夫球要比新的高尔夫球打的远并且轨迹直，打光滑的球只能飞65米远，而有凹痕的球可打出275米远，当空气高速掠过带有凹坑的高尔夫球表面，高尔夫球上的每个小坑会沿弧线轨迹会形成空气小珠，高速空气再次掠过每个空气小珠面的表面，空气小珠在高速掠过空气的用作下，会很微量脱离高尔夫球表面悬浮并高速旋转，此时只是高速掠过的空气与空气小珠滚动摩擦，将这种小坑布满高超声速飞行物体及高速运动物体表面，当飞行和运动时也应产生旧高尔夫球的飞行效果，因此就达到了高超声速飞行器、空天飞机、各种火箭在大气层飞行中蓄航能力及速度得到有效提高或使高速运动物体在流体中提高工作效率的目的。

摘要： 依据气体动能学的启示，本发明公开了比超临界翼型更好的刨刀形翼型。刨刀形翼型的上翼面没有隆起——其最高处与前缘持平，上翼面不产生负升力(降力)，利用引射槽的引射作用在上翼面产生负压升力，利用上、下侧翼增加升力；从低速到高超音速都不后掠，既提高了升阻比，又增加了刚度。可以大幅度的提高飞机、无人驾驶飞机、空天飞机、巡航导弹、风扇、风车的性能和效率，使水平起飞的空天飞机更安全。

摘要： 本发明涉及飞机测试技术领域，具体为空天飞机测试用加热系统的石墨加热元件热惯性表征方法；主要通过“确定模块石墨加热元件的尺寸数值→确定模块石墨加热元件的电压边界→确定模块石墨加热元件的热惯性表征参数”的方法，得到模块石墨加热元件在30~2000°C升温范围的热惯性表征参数；本发明设计的极端高温石墨加热元件热惯性表征方法，通过确定模块石墨加热元件热惯性表征参数的具体计算方法，为后续的模块石墨加热元件具体设计提供理论支撑，使制备的模块石墨加热元件的实际性能能够最大限度地逼近理论值，即制备出热响应特性更优良的模块石墨加热元件。

摘要： 本发明公开了一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置及方法，该装置包括加热箱和设置在所述加热箱内对空天飞机试验件进行加热的循环加热组件；所述循环加热组件通过夹持组件安装在所述加热箱内；该方法包括：一、安装超高温加热装置；二、启动超高温加热装置；三、监测空天飞机试验件的温度。本发明通过在循环加热管内设置了加热内管和冷却水管，在加热的过程中通过冷却水对加热内管进行冷却，有效地降低了循环加热管灯管与灯头的服役温度，提高了加热内管的使用周期；所述冷却内管壁为U字形结构，可将灯头有效地避开加热区域，从而提高灯管灯头的使用寿命，提高了循环加热管的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益。

摘要： 本发明公开了一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置及方法，该装置包括加热箱和设置在加热箱内的加热组件；加热组件包括多个加热管；加热管包括管壁和设置在管壁两端的接头；管壁为Y2O3透明陶瓷管壁、YAG透明陶瓷管壁或ALON透明陶瓷管壁；加热箱上连接有向加热箱内输送冷气的空压机；该方法包括：一、确定管壁材质；二、安装模块化加热装置；三、启动模块化加热装置；四、监测空天飞机试验件的温度。本发明通过设置加热箱和加热箱内的加热组件，利用加热箱能更好的起到封闭效果，提高向外界反射红外辐射的效率；通过选用Y2O3、YAG或ALON作为管壁的加工材料，提高了钨灯丝辐射加热装置的极限温度和使用寿命。

摘要： 本发明涉及飞机测试技术领域，公开了空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，包括箱式密封舱，设置在所述箱式密封舱上的微氧环境维持系统，设置在箱式密封舱内部用于固定飞机曲面结构的固定台，设置在箱式密封舱内且位于固定台正上方的复杂曲面加热系统，以及与复杂曲面加热系统电性连接的测控系统；复杂曲面加热系统包括设置在所述箱式密封舱内侧壁上且位于固定台两侧的调节装置，设置在调节装置之间的模块化加热组件；模块化加热组件包括均匀分布且两端分别与调节装置连接的柔性加热带；本装置的应用范围广、实用性强，能够完成大梯度强时变热场模拟加热试验，提高加热试验的试验效率。

摘要： 本发明公开了一种空天飞机结构极端高温含氧环境热试验装置，包括环境箱和设置在环境箱中的发热单元，发热单元包括中空电极和连接在中空电极之间的发热体，发热体位于试验件的上方且外部安装有玻璃罩，中空电极的中空通道均与玻璃罩连通；本发明还公开了该装置的控制方法：根据空天飞机结构的热试验温度条件，对发热体、中空电极、玻璃罩进行选择组装热试验装置，并结合电子减压阀、安全阀、单向阀和比例阀控制玻璃罩内的保护气体。本发明的装置通过在发热体外安装玻璃罩并通入保护气体，避免了发热体高温下氧化失效，精确模拟极端高温含氧环境，提高了热试验的准确性；本发明的控制方法操作简单，克服了现有采用闭环控制精细复杂的难题。

摘要： 本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统，包括微氧环境控制系统，设置在微氧环境控制系统内用于加热飞机曲面部件的多温区极端高温加热装置，设置在微氧环境控制系统内用于向飞机曲面部件施加载荷的加载装置；多温区极端高温加热装置包括设置在所述气体密封舱体内的控制连接架，设置在控制连接架上的高反射率加热罩，设置在高反射率加热罩内壁上的辐射加热装置，以及设置在高反射率加热罩外壁上的降温装置；本装置可以使飞机曲面部件进入温变速度快、温度峰值高的极端热场环境，实现对飞行器在高空中超高速飞行状态下热场变化的真实模拟。

摘要： 本发明提供了空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统及测控方法，涉及飞机测试技术领域。系统包括极端热场生成装置、热参量测量装置、试验控制装置、电功率调节装置，方法包括以下步骤：S1、构建试验控制方程；S2、确立试验控制方程的使能系数和辐射系数；S3、基于试验控制方程测控试验飞机热强度试验；S4、基于热流密度控制目标值对热流密度测控系统进行闭环控制；S5、试验飞机热强度试验安全控制。本发明解决了现有的空天飞机热强度测试中的热强度试验对于热流条件的计算与飞机真实飞行状态下的热流条件存在偏差的问题，具有计算精确、模拟真实的优点。

摘要： 本发明公开了空天飞机测试中加热装置的耐高温复合式电极系统，属于飞机测试技术领域，电极系统包括石墨电极段、铜电极段和锁止组件；石墨电极段上套设有第一石墨螺母和第二石墨螺母、两个位于第一石墨螺母和第二石墨螺母之间的绝缘瓷套和位于两个绝缘瓷套之间的反射板；石墨电极段顶部设有内螺纹沉孔，底端设有加热元件；铜电极段通过第二外螺纹凸台段与内螺纹沉孔连接，铜电极段内部设有冷却通道，顶端设有与冷却通道导通的进液接头和出液接头；侧壁上套设有两侧均设有连接耳板的接线套；锁止组件用于将铜电极段与第一石墨螺母进行锁止固定；本发明结构设计合理，易于生产，运行、维护成本较低，有利于飞机测试实验的高效进行。