天问一号探测器成功实施近火制动进入火星停泊轨道

<正>2021年2月24日6时29分,首次火星探测任务天问一号探测器成功实施第三次近火制动,进入近火点280千米、远火点5.9万千米、周期2个火星日的火星停泊轨道。探测器将在停泊轨道上运行约3个月,环绕器7台载荷将全部开机,开始科学探测。同时,载荷中的中分辨率相机、高分辨率相机、     

资讯

正中国首次火星探测任务顺利启程7月23日,长征五号遥四运载火箭托举着中国首次火星探测任务"天问一号"探测器,在中国文昌航天发射场点火升空,并成功将探测器送入预定轨道。8月2日7时0分,我国首次火星探测任务"天问一号"探测器3000N发动机工作20秒钟,顺利完成第一次轨道中途修正,继续飞向火星。截至第一次轨道修正前,"天问一号"探测器已在太空中飞行约230个小时,距离地球约300万公里,各系统状态良好。后续,"天问一号"探测器还将经历深空机动和数次中途修正,奔火飞行6个多月后抵达火星附近,通过制动被火星引力捕获进入环火轨道,开展着陆火星的准备和科学探测等工作。     

大气对红外制导波段透过特性的影响分析

红外制导武器对目标的发现、识别和跟踪主要依据目标与背景的红外辐射特性及其对比特性。随着红外技术的不断发展和在军事上的广泛运用,红外辐射在大气中的传输研究越来越受到关注。针对大气透过率是研究红外辐射传输的重要参数,提取既定区域实际观测大气数据构建大气参数廓线并嵌入成熟、通用的大气辐射传输模型中,探讨了红外波段实际大气透过特性的变化特征,并分析了用模型自带大气近似可能带来的误差。结果表明,基于实际大气廓线计算出的大气透过特性准确度基本吻合国际公认理论分析值,我国区域内的大气透过率的准确计算必须考虑我国的实际大气,这对最大限度分析利用战场气象环境确保武器作战性能的充分发挥具有重要价值。     

基于STK的月球任务设计与仿真

利用拼接圆锥曲线法设计月球探测器轨道,一般将向月飞行轨道分为地心轨道、月心轨道和环月捕获等几个主要轨道段.分析了探测器在月球任务不同轨道段的轨道特点,给出了主要定轨参数.为方便进行目标对准,分析了建立辅助平面以实现月球捕获的方法.最后利用卫星工具包(Satellite Tool Kit, STK)软件对整个飞行过程进行了可视化仿真.对于今后的月球任务和深空探测任务具有应用价值.     

防务

美国火星探测器“好奇号”成功登陆火星 8月6日,美国火星探测器“好奇号”成功登陆火星,并传回数张火星表面的图像。8月22日,“好奇”号火星探测器开始在火星上第一次试运行。“好奇号”将在火星展开为期两年的任务,探索红色星球上是否有生命迹黎。这是美国的探测器第七次降陆火星。     

基于区域实际大气的红外制导波段目标背景对比度变化特性数值计算

红外制导武器对目标的发现、识别和跟踪主要依据目标与背景的红外辐射特性及其对比特性，目标背景对比特性研究是红外制导武器研制过程中的必要环节。依据目标背景对比度定义，采用基于既定区域实际观测大气数据构建大气参数廓线并嵌入成熟、通用的大气辐射传输模型计算的方式，探讨了红外波段实际大气目标背景对比度变化特征，及其与标准大气下的目标背景对比度差异。结果表明，影响目标背景对比度的主要因素为大气透过率，实际大气目标背景对比度与标准大气的存在一定偏差，偏差与季节和波段均有关，可直接影响到红外波段实际应用中的目标识别能力。     

小口径炮激光模拟器光束传输特性的研究

本文采用多横模振荡模型,对小口径炮激光模拟器光束传输特性进行了分析,导出了射程及光斑大小与激光功率、探测器阈值辐照度、光学系统及大气衰减的关系。并根据现有条件用计算机进行了计算,给出了激光传输过程中光斑分布的理论曲线。在此基础上进行了实地测量,实验值与理论曲线基本吻合。本文对激光模拟器的研制和应用具有一定的参考价值。     

月球探测器返回轨道特性分析

对月球探测器的返回轨道进行了建模与特性分析.在三维空间中建立了返回轨道的数学模型;对模型进行仿真分析得到从月球影响球东经80°出口的返回轨道最省能量等结论;根据模型及其特性给出初步轨道的算例,并以此结果为初值,在已有高精度动力学模型下搜索计算,较快地得到了精确轨道;通过两条轨道参数及空间形状的对比,证明文中解析方法的正确性.     

单站单圈卫星初轨确定方法研究

为实现低轨卫星轨道的快速确定和预报,基于单站单圈雷达站测量数据采用遗传算法和最小二乘法对卫星初轨确定及轨道预测问题进行了研究。通过比较分析不同观测误差下两种方法的仿真结果,验证了初轨确定过程中两种方法的可行性,同时指出了各自的优缺点和适用条件,为不同观测条件下卫星最优初轨确定的方法提供了参考。     

大椭圆停泊轨道月球探测器发射窗口运动学约束特性分析及转移轨道快速设计方法

通过分析大椭圆停泊轨道月球探测器发射窗口的运动学约束特性,给出了转移轨道运动学约束对发射窗口的影响规律,进一步明确了在该种情况下月球探测器的发射机会和增加窗口的可能性.并结合发射窗口运动学约束特性,提出了一种基于大椭圆停泊轨道的地月转移轨道快速设计方法.仿真结果验证了大椭圆停泊轨道下探测器发射窗口运动学约束特性分析的正确性,以及转移轨道设计方法的有效性.     

关于稀薄气体动力学的回顾与展望

本文是一篇关于稀薄气体动力学的综述。首先介绍了入射流处于Maxwell平衡态时的稀薄气体动力学系数的计算方法。其次介绍了入射流处于非平衡态时近似求解Bonzmann方程的各种方法。最后简单介绍计算简单体稀薄气动特性的一些半经验公式。     

格栅舵控制巡飞导弹侧向动态特性分析

对某型采用格栅舵进行控制的巡飞导弹进行了侧向动态特性分析;通过对飞行时格栅舵偏转提供的偏航与倾斜控制力进行研究,采用小扰动线性化理论对气动力、气动力矩与运动方程进行了线性化,选取巡飞初始状态为特征点,计算了该状态下各系数的值,建立了侧向扰动运动方程组;由扰动运动方程组分析了自由扰动运动的稳定性和运动特点,求得以舵偏为输入的各偏量传递函数,得到舵阶跃偏转下的动态响应;结果表明,在该状态下,巡飞导弹具有侧向稳定性,倾斜转弯的机动能力要远远大于侧滑转弯。     

基于最大熵谱估计验证战术导弹的气动模型

现代谱估计方法是验证系统仿真模型的有效方法。战术导弹飞行试验的遥、外测数据记录了大量的过程参数,可以利用这些参数进行气动力和气动力矩的计算,与飞行试验过程参数进行分析比较。应用最大熵谱估计检验导弹的气动力和气动力矩模型的可信性,可以给出定量的结果。文章给出的方法可以作为战术导弹气动参数模型研究的一种辅助手段。     

基于直\气复合的再入飞行器操纵耦合分析及鲁椿控制设计

为保证再入飞行器在剧烈变化飞行环境下的控制能力,传统单一气动舵面控制被直＼气复合控制模式取代.性能提升同时,多个参与飞行控制的执行机构之间引起的操纵耦合使系统耦合加剧.以再入飞行器为研究重点,分析了直＼气复合控制模式下的两类操纵耦合原理,建立数学模型.采用动态逆,模糊理论和变结构方法相结合策略设计鲁棒控制器.仿真结果表明该方法是行之有效的.     

影响动力平衡角的诸因素及其对弹道轨迹的影响

本文利用简化的刚体弹道方程分析了各种空气动力系数对于动力平衡角的大小及其曲线形状的影响,并在此基础上论述了动力平衡角对于射程及偏流的影响。通过计算表明,由动力平衡角产生的马格努斯力有时对射程会产生较大的影响。此外由马格努斯力矩等因素造成的动力平衡角曲线形状的变化,在某些情况下通过升力对射程也会产生较大的影响。     

目次

为改善等离子体合成射流激励器在稀薄空气环境中的控制效果,增强其临近空间环境适应性,开展了腔体增压条件下激励器工作特性的研究。建立了腔体增压效果理论分析模型,计算结果表明:采用高压气源供气可以较好地提升激励器腔体气压,并且腔体气压对高压气源气压具有较好的跟随性,从而为射流强度调节提供了一种新的方式。搭建了腔体增压等离子体合成射流激励器实验系统,开展了腔体增压压力和射流流场特性测量,实验测量结果与计算结果吻合良好,误差小于2.6%。高速纹影观测显示:在腔体增压作用下,激励器控制力得到显著改善,射流锋面峰值速度由256 m/s提升至507 m/s。     

直接侧向力与气动力复合控制技术综述

基于直接侧向力与气动力复合控制的高精度快响应制导控制技术是新一代大气层内飞行器精确制导的核心技术,具有强烈的军事需求和广泛的应用背景.直接侧向力/气动力复合控制是指通过导弹侧喷发动机(或喷嘴)所产生的直接侧向力与气动力的共同作用,产生复合力,对导弹进行复合控制,实现大幅度提高导弹快速响应能力和机动能力的控制方式.     

Boltzmann 方程求解方法综述

本文论述了Ｂｏｌｔｚｍａｎｎ方程的求解方法，在分析了各类求解方法的优缺点之后指出目前Ｍｏｎｔｅ－Ｃａｒｌｏ直接模拟方法是解决稀薄气体动力学问题的最佳方法。     

A generalized model for estimation of aerodynamic forces and moments for irregularly shaped bodies

A novel method for estimation of an aerodynamic force and moment acting on an irregularly shaped body (such as HE projectile fragments) during its flight through the atmosphere is presented. The model assumes that fragments can be approximated with a tri-axial ellipsoid that has continuous surface given as a mathematical function. The model was validated with CFD data for a tri-axial ellipsoid and verified using CFD data on aerodynamic forces and moments acting on an irregularly shaped fragment.The contribution of this method is that it represents a significant step toward a modeling that does not require a cumbersome CFD simulation results for estimation of fragment dynamic and kinematic parameters. Due to this advantage, the model can predict the fragment motion consuming a negligible time when compared to the corresponding time consumed by CFD simulations. Parametric representation (generalization) of the fragment geometrical data and the conditions provides the way to analyze various correlations and how parameters influence the dynamics of the fragment flight.     

旋转弹丸空气动力特性数值解法

为提高在弹道计算和弹丸设计中弹丸空气动力系数精度,采用隐式LU算法求解N S方程并考虑代数湍流模型,在旋转物面边界条件下计算弹丸的阻力、升力、俯仰力矩、滚转阻尼力矩、马格努斯力和力矩。通过对美国T388等弹丸的气动力系数计算并与弹道靶试验数据进行比较,以及对某榴弹的气动力计算结果在弹道计算中进行应用分析,表明用数值模拟得到的旋转弹丸空气动力系数好于以前用工程方法给出的结果。