SpaceX的超重-星舰星际运输系统项目发展迅速,目前已进入轨道级试飞阶段,或将成为改变世界航天格局的又一利器。通过梳理超重-星舰系统设计迭代历程,重点总结不同阶段的主要技术变化及改进动因,分析其技术特点,并探讨了该型运载器未来的应用方向,可为中国航天运载器的发展提供启示。

针对可回收火箭的总体设计,提出了一种用于运载火箭第一子级回收方案的设计方法。首先,建立火箭子级运动模型,为便于确定回收推力大小和调节范围,在模型中引入了推力比例因子和推力调节因子。然后,探讨回收推力和推进剂剩余量的对应关系,并通过飞行时间给出剩余推进剂的约束条件。最后,从设计的角度确定回收基本过程,并通过仿真算例制定火箭子级的回收方案。所提方法详细给出了回收过程中火箭发动机的推力大小、推力调整范围、工作时间、落点位置、最大速度以及着陆段的起始速度和高度的估计。算例表明所提方法可以实现回收过程的关键参数确定。

以Starlink为代表的低轨互联网星座是当前航天领域发展的热点,堆叠式多星组合体技术可大幅提高整流罩空间利用率,从而加快低轨星座的建设速度,是未来一箭多星发射技术的重要方向之一。首先,通过分析堆叠式多星组合体技术的需求和意义,总结现有的堆叠式多星组合体的连接形式;然后,通过对比分析指出适合大规模星座建设的连接形式,针对目前应用成熟的堆叠式多星组合体连接方案进行解读,得出该技术的组成原理和技术特点;最后,对堆叠式多星组合体结构设计与连接技术的难点与挑战进行分析并提出展望,为未来堆叠式多星组合体结构设计提供参考。

针对空气舵绕舵轴转动动力学模型,考虑含转动间隙、Stribeck效应的干摩擦模型,建立含间隙、干摩擦空气舵转动受迫振动方程,应用平均法解析分析转动方向幅频特性,研究不同摩擦力矩系数及外激励频率对绕轴振动幅频响应的影响。结果表明:外激励频率变化时,绕轴振动幅频曲线呈现软硬不同的迟滞非线性特性,频域出现多解频带,且频域多解频带随摩擦力矩系数的增大而增大。

针对天基红外系统(Space Based Infrared System, SBIRS)三星探测弹道估计问题,提出GEO卫星与HEO卫星探测数据融合的估计算法。根据星座构成和探测体制,利用STK分析SBIRS对某一区域的覆盖能力,约43%的时间可以实现三星以上完全覆盖;建立三星探测数据融合算法模型,对导弹目标的运动状态进行实时估计,导弹运动建模采用当前统计模型,数据融合采用集中式结构,滤波算法采用无迹卡尔曼滤波。试验表明,与双星探测弹道估计误差相比,三星探测弹道估计误差显著减小。

为了提升无人机群在远域任务场景下针对特定区域的投送生存能力,有效完成多种任务,提出一种弹载无人机群投送方案,通过弹体载具将无人机群投送至任务区域,利用弹体的快速再入优势,提高弹载无人机群的投送生存能力。以“密集阵”末端拦截系统为场景,仿真分析了弹载投送与伞降式投送两种方案下无人机群的生存能力,验证了提出方案的有效性,满足了实际任务场景中无人机群以高生存概率进入目标区域的需求。

级间热分离是固体火箭飞行过程中的核心技术之一,传统的“三合一”试验通常包含了上面级发动机、伺服机构和分离系统三个主要分系统,对实际工程研制来说成本高、周期长,只可用于系统级性能验证试验,不适用于摸索性质的研制性试验。以冷气模拟火箭级间分离试验这一新型地面试验方法为研究背景,结合理论模型、数值仿真以及地面试验验证,对级间分离初始憋压阶段的內流场进行仿真,揭示级间段内气体压强变化规律,阐明冷气模拟火箭级间分离的试验机理,并通过数值模拟分析研究不同蓄压罐初始压力、不同蓄压罐容积、不同管道面积以及不同的级间段容积对气体压力变化的影响,为冷气模拟火箭级间分离试验的设计提供解决方法。

为研究液氧煤油掺混及燃爆特性,建立部分受限空间试验系统以模拟发射场应用场景,开展液氧煤油掺混及燃爆特性试验。试验结果表明,液氧、煤油同时泄出并掺混时,煤油、氧气浓度均存在一个先上升后下降的过程；当煤油温度为${65}^{\circ}\mathrm{C}$、点火激励为${5.9}\mathrm{\;J}$时,即使是发生液氧泄漏,液面上方布置的测点处仍未达到燃爆条件；煤油温度提升至${80}^{\circ}\mathrm{C}$时,液氧持续泄出仅约20s时成功起爆,点火时刻煤油蒸气浓度1.31%,氧气浓度40.05%,氮气浓度58.64%,煤油/氧气浓度比值为0.033 。

对于固体发动机飞行器,在动力飞行段一般采用能量匹配闭路制导或者倾角约束的闭路制导方法,这种闭路制导方法的控制精度较高,但其精度受到发动机性能偏差的影响较大,为了减小发动机性能偏差对制导精度的影响,提出了基于神经网络的零射程线闭路制导方法。首先,建立了飞行器动力飞行段运动模型,对零射程线闭路制导进行了分析推导;其次,设计了多输入神经网络算法,确定了输入输出参数,对剩余能量、待增速度以及趋零射程线角度进行训练,将神经网络训练结果与零射程线闭路制导相结合,使得在不同的发动机偏差情况下,反馈不同的趋零射程线角度;最后,通过选择不同的偏差状态进行仿真验证,仿真结果表明该方法能有效地减小发动机偏差对制导精度的影响,具有较强的抗偏差能力,制导精度高。

为研究某塔架回转平台结构的安全性,按照实际尺寸和工况建立了回转平台的三维数值模型,仿真分析了结构的受力情况、不同风速下液压系统的压力裕度、升降平台数量的影响三方面与实际应用密切相关的问题。应用工况下,结构最大应力为223.98MPa,安全系数${n}_{\mathrm{s}}$为1.58。按最不利的风载方向和迎风面积计算,许用风速下打开平台时,液压系统至少需要${5.40}\mathrm{{MPa}}$的压力,压力裕度为2.96。当升降平台数量达到理论最大值9层时,${n}_{\mathrm{s}}$为1.35,满足要求。计算结果验证了回转平台主体结构的安全性,可以为回转平台的使用提供参考。

热防护作为防止发射台承载结构受到火箭发射燃气流烧蚀的区域性防护措施,是保证发射台能够可靠承载火箭的关键环节。近年来,随着以长征二号丙运载火箭为代表的常规液体运载火箭发射频率逐年升高,发射台在火箭发射后的恢复时间也大幅压缩。为此,提出发射台热防护的快速恢复方案,将烧蚀式防热技术与隔热式防热技术相结合,设计模块化的热防护组件以实现快速更换。通过仿真、试验并进行搭载使用,结果表明,新式热防护的修复时间由3天缩短至1天,防护效果良好,可以满足高密度火箭发射的使用需求。

移动发射台(Mobile Launcher,ML)作为美国新一代重型运载火箭——航天发射系统(Space Launch System,SLS)的关键地面设备之一,承担着该型火箭及猎户座飞船的组装、测试、转运与发射支持等功能。该发射台继承了阿波罗航天飞机、土星V等重型运载火箭发射台的结构布局、工作模式和功能特点,同时对脐带装置、发射附件等进行了改进和升级。此外,NASA在该发射台的研制与改造过程中,以包括SLS在內的多个型号为应用对象,进行了基于通用化与模块化的设计与部署,并成功借鉴了航天飞机、土星V所使用发射台的设备与技术,全面深入地开展了功能性、安全性与可靠性测试。研究内容可为中国的重型运载火箭的发射台设计及相关技术研究提供借鉴与参考。

C/SiC复合材料具有优异的热力学性能,在临近空间领域具有较好的应用前景。针对C/SiC复合材料的烧蚀机理理论方法开展研究,建立了C/SiC复合材料主/被动氧化烧蚀分析方法,并在传统主动和被动氧化烧蚀的基础上,对于更高温度条件则采用一种升华分解烧蚀模型。通过设计典型状态电弧风洞试验,验证了主/被动氧化模型烧蚀、升华分解烧蚀模型的准确性,试验结果表明典型状态下$\mathrm{C}/\mathrm{{SiC}}$复合材料无因次质量烧蚀率与理论值吻合,有关研究及结果可以为$\mathrm{C}/\mathrm{{SiC}}$复合材料防热设计分析提供参考。

飞行器表面热环境是临近空间高超声速飞行器研究中的一个重点问题,它对飞行器的气动、热环境和安全性有重要影响。受试验手段的限制,风洞试验无法准确模拟真实飞行条件,数值计算是研究气动加热问题的重要手段。格式的耗散性、网格尺度是影响气动热模拟的两个重要因素。气动热计算要求格式耗散越小越好,但低耗散性会引起激波不稳定现象。构造了兼具HLLE格式稳定性和HLLC格式低耗散性的HLLCE格式,该格式在较低马赫数下表现出HLLC的性质,是一种低耗散性格式,在高马赫数下则具有HLLE格式的性质,能够克服激波不稳定现象。针对气动热计算中最小网格尺度的选取,提出以边界层线性底层厚度为参考尺度,以特征长度计算的边界层线性底层厚度的1/10 作为热环境计算的壁面最小网格尺度参考值。基于这一尺度确定了高超声速球头算例气动力热计算网格,计算结果验证了低耗散格式在临近空间高超声速气动力热计算中的良好性能。

非金属透波罩作为飞行器制导系统的重要组成部分,兼具防热、透波、承载等多种功能,其与飞行器本体之间通过耐高温胶黏剂进行连接。透波罩在服役过程中经常承受极为严苛的力热载荷环境,其连接结构往往是强度设计的薄弱环节,因此,模拟透波罩连接部位的力学行为,实现系统级透波罩承载性能的精确预示对透波罩结构设计及优化至关重要。基于双线性内聚力模型,采用ABAQUS有限元软件对透波罩胶接连接界面的失效行为进行数值描述,模拟胶层的损伤演化过程,实现对飞行力热载荷下透波罩连接结构承载性能的精确预示,并开展相应的试验研究,试验与仿真结果的一致性较好,验证了数值手段的有效性,为解决系统级透波罩连接结构承载问题提供了有效途径。

当前在引信环境力敏感中,常使用高动态环境下过载作为一级动作要素,通常以惯性模块在过载加速度下的运动行程来作为一级动作使用,惯性模块受限于机械运动,在电气系统中不易集成、可测试性较差。针对以上问题提出并设计了一种基于微机电系统(Micro-Electro-Mechanical System, MEMS)传感器技术,实现引信高动态环境下的动作,介绍了MEMS过载识别系统原理、组成及功能、软件工作流程及地面试验验证情况。试验结果表明,该环境力识别方式适用范围广,可以显著提升引信系统设计灵活性,易于系统集成。

光学窗口应用面临的环境愈发严苛,特别是极端严酷的气动加热条件将使局部表面温度快速升高,这不但会导致窗口发生碎裂,而且容易引发光学成像装置的饱和/干扰问题,为此通常采用气膜冷却的方式来隔离外流对窗口的直接对流加热。针对高压高热流条件下的光学窗口,设计用于极端压力和热流条件下的切向冷却气膜生成结构及装置,并通过地面试验设计、数值模拟及工程计算,对极端力热环境中影响窗口气膜冷却效能的主要因素开展研究。初步研究结果表明,所提的气膜冷却设计能够可靠降低极端环境下光学窗口表面的气动加热,可满足光学观察环境愈发恶劣的发展要求。