近空间飞行器

摘要： 概述了当前可组装轻质空间结构的构建技术方法,具体包含嵌锁组装、堆叠组装、折叠成型、充气成型和张拉整体成型五种主流技术;以太空建造、月面栖息地和近空间飞行器为典型应用,介绍了现有可组装轻质空间结构技术的航空航天应用。最后,对比分析了各空间结构技术,讨论了现有挑战和技术难点,并对其未来发展方向进行了展望,旨在为今后航空航天任务中所需的轻量化空间结构研究提供参考。

摘要： 为了精确预测耦合效应对结构响应的影响,利用分区耦合求解方法,开展了气动热力结构多场耦合仿真,通过与文献对比验证了该方法的有效性。建立了舵翼结构仿真计算模型,完成了结构变形场、温度场数值模拟。结果表明,在高速飞行状态下,舵翼结构会发生纵向拉伸变形和横向弯曲变形,其中纵向变形主要由气动加热引起,横向变形主要由气动力作用引起。耦合效应使舵翼结构变形与温度增大;飞行迎角越大,耦合效应越明显,进一步加剧了气动热力载荷。

摘要： 基于集束射流实验装置,开展了近空间飞行器喷管与舵翼结构热-流-固耦合有限元建模,模拟了喷管出口流场与舵翼模型的结构响应,并进行了流场压力、舵翼结构温度与高温应变的测量试验。结果表明,激波使舵翼前缘流场温度急剧升高,使舵翼结构产生很高的温度与温度梯度,气动热对结构响应的影响远大于气动力的作用。提出的模拟与实验方法对近空间飞行器材料构件的结构响应分析有着重要的意义。

摘要： 为了精确预测耦合效应对结构响应的影响,利用分区耦合求解方法,开展了气动热力结构多场耦合仿真,通过与文献对比验证了该方法的有效性.建立了舵翼结构仿真计算模型,完成了结构变形场、温度场数值模拟.结果 表明,在高速飞行状态下,舵翼结构会发生纵向拉伸变形和横向弯曲变形,其中纵向变形主要由气动加热引起,横向变形主要由气动力作用引起.耦合效应使舵翼结构变形与温度增大;飞行迎角越大,耦合效应越明显,进一步加剧了气动热力载荷.

摘要： 基于集束射流实验装置,开展了近空间飞行器喷管与舵翼结构热-流-固耦合有限元建模,模拟了喷管出口流场与舵翼模型的结构响应,并进行了流场压力、舵翼结构温度与高温应变的测量试验.结果表明,激波使舵翼前缘流场温度急剧升高,使舵翼结构产生很高的温度与温度梯度,气动热对结构响应的影响远大于气动力的作用.提出的模拟与实验方法对近空间飞行器材料构件的结构响应分析有着重要的意义.

摘要： 为保证飞行器的结构可靠和飞行安全,开展近空间飞行器机翼结构动态可靠性分析和寿命预测是十分必要的,基于近空间飞行器机翼受力分析,在考虑随机载荷和强度变化下给出了机翼动态可靠性分析的新方法.首先分析了飞行器机翼截面的剪切应力、拉压应力和相当应力的计算;然后考虑气动载荷作用次数用泊松随机过程表征;在机翼强度干涉理论的分析结构强度的基础上,提出截尾正态分布描述气动载荷的新方案,建立了机翼动态可靠性模型,给出了可靠性指标;分析了强度退化和飞行动态对可靠性的影响,以给出保证飞行器结构可靠性的基本要求,为结构可靠性控制器设计提供参考.仿真结果表明,在实际飞行中若要保证飞行器的结构可靠性,应尽量避免飞行速度过快增加及负迎角和大迎角,条件允许的情况下适当增加飞行高度.

摘要： 针对Gauss伪谱法在处理近空间可变翼飞行器最省燃油轨迹优化与可变小翼伸缩状态的最优关系等问题时存在计算量大、计算效率低下、优化精度低等缺陷,本文提出一种改进的多段整合优化的高斯伪谱法的求解策略.考虑到本文研究对象带有可伸缩小翼的特殊性及飞行过程中声速、密度、地球引力及发动机推力变化等因素的影响,对爬升模态进行合理分段,建立多段优化模型,应用本文所提的改进方法进行了整体优化仿真试验.通过数值仿真得到整个爬升各子段的最少耗油爬升轨迹及小翼伸缩状态.仿真结果表明:改进后的优化方法在计算时长、优化精度等整体性能上得到了进一步的提升.

摘要： 针对近空间飞行器在执行不同任务时因结构改变导致受到的复合干扰发生改变的现象,设计了一种能够同步切换的非线性干扰观测器,并基于该切换干扰观测器采用滑模控制策略设计了切换滑模控制器.之后,考虑实际存在执行器动态的情形,提出了一种新的基于执行器动态的切换滑模控制方法,利用共同Lyapunov函数方法证明了提出方法能够保证系统的所有信号在任意切换律作用下一致有界.仿真结果表明,所设计的切换非线性干扰观测器能够有效观测未知不连续复合干扰,提出的切换滑模控制方法能够满足变结构近空间飞行器的跟踪控制要求.

摘要： 为研究空射近空间飞行器低弹道快速入轨弹道规划问题,将空射近空间飞行器助推弹道分为投放段、一级飞行段、无动力滑行段、二级飞行段.一级飞行段采用最大可用过载快速拉起;二级飞行段纵向剖面采用基于分段多项式的参数化控制方法,二级飞行段横向剖面设计了基于三角函数的参数化能量管理;形成了多段多约束参数化助推弹道规划模型,采用改进粒子群算法对该问题进行求解.仿真结果表明:规划弹道满足过载、控制及分离等各类约束条件;该方法具有很高的求解精度和较快的求解速度,能获得满足不同交班需求的参考弹道.

摘要： 近空间可变翼飞行器在不同飞行段进行模态切换过程中,由于飞行状态会发生突变,不同模态下控制器结构参数发生变化,难以设计一个通用控制器保证两个模态及模态切换过程的稳定性和平滑性.若直接进行两个模态控制器硬切换,会导致飞行器的控制律参数发生跳变,从而引起飞行状态发生突变,影响模态切换过程的稳定性和平滑性,致使系统不稳定,造成飞行事故.以爬升段末到巡航段初为例,设计一种基于惯性环节的快速双幂次滑模切换控制器.首先对切换前后的滑模面进行淡化处理,得到切换控制律的滑模面,然后针对新的滑模面设计滑模切换控制律,最后对比分析直接切换和快速双幂次滑模切换.仿真结果表明快速双幂次滑模切换控制方法具有良好的跟踪控制效果.

摘要： 针对近空间飞行器的研制需求,分析了现有空气动力学存在的问题.在近空间飞行器涉及的范围内,存在连续流、稀薄流及两者间的过渡流.无论在哪个领域,现有的空气动力学都存在急需解决的理论、计算及实验诸方面的新问题.它们不是仅限于个别情况的问题,而是系统性的问题.

摘要： 自2010年重点支持项目资助,2011年主要进展:提出适于各流域统一的混合气体Boltzmann模型方程及数值求解格式,建立近空间飞行器跨流区绕流问题统一算法应用平台;发展适于复杂飞行器多级直角网格和表面非结构混合网格自适应DSMC算法与适于近连续流模拟的滑移边界N-S解算器;研究设计小尺寸小量程应变天平防隔热与测力元件结构布局;首次将求解Boltzmann模型方程统一算法成果应用于总长、翼展数米量级远程机动飞行器跨流区计算研究,揭示飞行器跨流区不同飞行高度的变化规律,起到较好的工程应用效果.

摘要： 稳定度是用来衡量飞行器稳定程度的度量,其与飞行器的重心、气动焦点以及平均气动弦长有直接关系.利用随控布局技术放宽静稳定度可以获得许多收益,本文研究的是进行放宽静稳定设计后的近空间飞行器,为保证其稳定飞行升降舵的控制方法.并运用实际的例子分析展示了静稳定度改变前后操稳性能的收益情况.该方法可为近空间飞行器全过程稳定飞行提供参考.rn 近空间飞行器的静稳定度越小，其而对不同迎角时需要的升降舵偏转量越小，操纵性越好;rn 在不同的迎角作用下，保证近空间飞行器稳定飞行的升降舵具体偏转量，此量可作为飞控系统对升降舵的期望输入;rn 本文对近空间飞行器的纵向静稳定度的定义标准只可用于评判同一种类飞行器，无法比较不同种类的飞行器纵向稳定性能，因此提出用于比较不同种类飞行器的稳定性将是下一步工作目标。

摘要： 2014年度,项目组结合上一年度研究进展,主要针对磷光发光材料优化、双色磷光热图系统、模型材料选型等关键技术开展了研究工作,获得了高性能单/双色磷光发光材料,建立了基于脉冲风洞的双色磷光热图技术,获得了三种可以应用于脉冲风洞磷光热图试验的模型材料.同时,项目组结合建立的双色磷光热图技术,开展了针对典型外形的磷光热图热环境试验研究,初步获得了双色磷光热图技术的重复性误差等信息;针对平板三角翼模型开展热环境试验研究,获得了不同雷诺数下三角翼表面热流分布,并根据模型表面热流变化分析了不同雷诺数下模型表面边界层的转捩规律.

摘要： 2014主要工作将基于backstepping方法的一类多输入多输出非线性系统控制器设计方法,用于NSV姿态角和角速度鲁棒控制器设计,仿真结果说明所设计的鲁棒控制器具有很好的鲁棒控制效果.

摘要： 获资助以来已开展的工作及取得的主要进展包括热失配致陶瓷涂层/镍基超合金界面层裂及涂层断裂的热-力等效研究、由跨尺度力学理论对临界涂层厚度进行模拟，获得涂层厚度的合理范围等。

摘要： 获资助以来已开展的工作及取得的主要进展包括热失配致陶瓷涂层/镍基超合金界面层裂及涂层断裂的热-力等效研究、由跨尺度力学理论对临界涂层厚度进行模拟，获得涂层厚度的合理范围等。

摘要： 获资助以来已开展的工作及取得的主要进展包括热失配致陶瓷涂层/镍基超合金界面层裂及涂层断裂的热-力等效研究、由跨尺度力学理论对临界涂层厚度进行模拟，获得涂层厚度的合理范围等。

摘要： 获资助以来已开展的工作及取得的主要进展包括热失配致陶瓷涂层/镍基超合金界面层裂及涂层断裂的热-力等效研究、由跨尺度力学理论对临界涂层厚度进行模拟，获得涂层厚度的合理范围等。

摘要： 一年以来,课题组在模型建立、机理分析和理论方法研究等方面开展了大量的研究工作,并取得了初步的研究结果,包括模型建立和机理分析、特征尺寸对高温气体非平衡效应影响研究、气体辐射对气动热环境影响的计算分析等。

摘要： 本发明涉及一种空间救援飞行器以及包含该空间救援飞行器的空间飞行器，所述空间救援飞行器包括：主体；相机，设置在所述主体上；固体脉冲式发动机，设置在所述主体上，用于为所述飞行器提供动力。本发明的空间救援飞行器，采用全固体的推进方式，具有微小型化、在轨存储时间长、响应任务速度快的优点。

摘要： 本发明涉及一种空间飞行器电子设备安装结构及空间飞行器，主要应用于外承力筒式构型空间飞行器的电子设备集中承载与安装，包括安装板组件、支撑梁组件和撑杆组件，所述安装板组件提供电子设备的安装承载面，所述支撑梁组件支撑安装在所述安装板组件下方，所述撑杆组件一端支撑安装于所述支撑梁组件下方，另一端与空间飞行器主结构连接。本发明的空间飞行器电子设备安装结构实现了承载能力高、导热性好、质量轻等有益效果。

摘要： 本发明主要涉及一种飞行器，该飞行器包括机身(2)，该机身包括用于容纳人和/或货物的机舱(4)以及推进系统，所述推进系统包括至少一个燃料舱(6)和/或燃烧室，其中，推进系统的一部分用作所述机舱(4)的扩展部分以便容纳人和/或货物，所述推进系统的一部分与机舱(4)相邻并且通过隔板(10)隔开。

摘要： 本发明公开一种地外星球近地飞行器机架系统及飞行器，该机架系统包括：顶部、底部四边形结构；连接支撑架，包括四根立杆，顶部分别固定在顶部四边形结构的顶点处，底部分别固定在底部四边形结构的四个边的中间部位；缓冲装置，位于连接支撑架外侧，包括分别连接在四根立杆上的四组缓冲单元；每组缓冲单元包括杆状的主缓冲器、两辅助缓冲器及呈盘状的足垫；主缓冲器顶端铰接在立杆中上部，底端铰接于足垫中心；辅助缓冲器一端均铰接于主缓冲器下部，另一端分别铰接在底部四边形结构相邻的两顶点。解决了飞行器机架结构笨重、可靠性低、用途单一的问题，减轻机架重量，提高可靠性及缓冲装置的重复利用性。

摘要： 本发明涉及一种空间救援飞行器以及包含该空间救援飞行器的空间飞行器，所述空间救援飞行器包括：主体；相机，设置在所述主体上；固体脉冲式发动机，设置在所述主体上，用于为所述飞行器提供动力。本发明的空间救援飞行器，采用全固体的推进方式，具有微小型化、在轨存储时间长、响应任务速度快的优点。

摘要： 本发明涉及一种空间飞行器电子设备安装结构及空间飞行器，主要应用于外承力筒式构型空间飞行器的电子设备集中承载与安装，包括安装板组件、支撑梁组件和撑杆组件，所述安装板组件提供电子设备的安装承载面，所述支撑梁组件支撑安装在所述安装板组件下方，所述撑杆组件一端支撑安装于所述支撑梁组件下方，另一端与空间飞行器主结构连接。本发明的空间飞行器电子设备安装结构实现了承载能力高、导热性好、质量轻等有益效果。

摘要： 本发明主要涉及一种飞行器，该飞行器包括机身(2)，该机身包括用于容纳人和/或货物的机舱(4)以及推进系统，所述推进系统包括至少一个燃料舱(6)和/或燃烧室，其中，推进系统的一部分用作所述机舱(4)的扩展部分以便容纳人和/或货物，所述推进系统的一部分与机舱(4)相邻并且通过隔板(10)隔开。

摘要： 提供了一种用于在飞行中自主将载荷从第一飞行器AV转移到第二飞行器的方法。第一飞行器和第二飞行器中的每一个包含框架，该框架具有用于接收载荷的垂直开口。多个旋翼附接到框架。该方法包含在飞行中自主执行：第一飞行器的紧固装置将载荷保持在第一飞行器的垂直开口中，使得载荷的底端可以由第二飞行器接触；第二飞行器从下方接近第一飞行器，以将第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端；在第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端之后，第一飞行器的紧固装置松开载荷；以及第二飞行器的紧固装置相对于第二飞行器的框架降低载荷，以将载荷移动到飞行位置。

摘要： 本发明公开一种地外星球近地飞行器机架系统及飞行器，该机架系统包括：顶部、底部四边形结构；连接支撑架，包括四根立杆，顶部分别固定在顶部四边形结构的顶点处，底部分别固定在底部四边形结构的四个边的中间部位；缓冲装置，位于连接支撑架外侧，包括分别连接在四根立杆上的四组缓冲单元；每组缓冲单元包括杆状的主缓冲器、两辅助缓冲器及呈盘状的足垫；主缓冲器顶端铰接在立杆中上部，底端铰接于足垫中心；辅助缓冲器一端均铰接于主缓冲器下部，另一端分别铰接在底部四边形结构相邻的两顶点。解决了飞行器机架结构笨重、可靠性低、用途单一的问题，减轻机架重量，提高可靠性及缓冲装置的重复利用性。

摘要： 本实用新型公开了一种用于临近空间飞行器的控制系统和临近空间飞行器。该用于临近空间飞行器的控制系统包括：通讯终端，设置于临近空间飞行器的囊体表面，与地面基站建立通讯连接，并受控于地面基站；以及控制器，设置于临近空间飞行器的囊体表面，与通讯终端相连接，用于通过通讯终端与地面基站建立通讯连接，以控制临近空间飞行器中的目标设备的运行。通过本实用新型，解决了对临近空间飞行器进行安全控制时飞控计算机负载负担较大的问题。