Comprehensive compensation method for the influence of disturbing gravity field on long-range rocket guidance computing

With the improvement of the accuracy of the inertial system, the influence of the disturbing gravity field on the accuracy of long-range rocket has become increasingly prominent. However, in actual engineering, there are problems of low accuracy and being time-consuming for disturbing gravity field compensation. In view of this, this paper proposes a set of online comprehensive solutions combining disturbing gravity reconstruction and stellar correction. According to the pre-launch binding param...     

螺旋式发射管内火箭燃气冲击流场数值模拟

用改进的MUSCL格式解三维、可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,计算和分析了火箭发射管内燃气冲击流场.在建立差分算法时,将有限体积离散和黎曼解算器相结合,简化了计算工作.首先,以小喉截面超声速喷管流动问题开展数值实验,数值结果与实验数据吻合很好;其次,计算了火箭发射管内燃气流场,获得发射管内气流压强和温度等物理参数分布.     

GPS based prediction of the instantaneous impact point for sounding rockets

As part of the range safety operations during a sounding rocket launch, a real-time prediction of the instantaneous impact point (IIP) is performed to monitor the expected touch down point in case of a boost termination. Supplementary to traditional radar tracking, the IIP prediction is nowadays based on GPS navigation data, which offer an inherently higher accuracy and reduced data noise. To comply with the increased tracking performance, a consistent set of equations suitable for real-time computation of the approximate IIP is established. Aside from a consideration of gravitational forces, reference frame rotation and Earth curvature, the model can also account for drag during the ascent trajectory provided that a priori information on the ballistic properties of the launch vehicle is available. The algorithm is tested for a representative set of mission profiles and applied to GPS flight data of an Improved Orion rocket and a Maxus rocket launched at Esrange, Kiruna.     

Small-size rocket impulse-reaction launch dynamics

The method of analyzing the small-size rocket liftoff is presented. Under consideration is a system that consists of a rocket with an operating rocket engine, a launch tube, and an operating gas generator mounted in the tube under the rocket. The liftoff parameters including the rocket motion velocity inside the tube and the loads applied are calculated. The calculated and experimental data were compared and their adequate agreement is presented with respect both dynamics of rocket impulse-reaction liftoff from the launch tube and the launch velocity.     

最优两脉冲行星际轨道转移优化算法

 研究了最优两脉冲轨道转移问题。以行星际飞行为背景，结合状态转移矩阵和古典变分理论，推导了两脉冲行星际轨道转移的性能指标对可调参数的解析偏导数,并利用这些解析偏导数提出了一种快速的两脉冲轨道转移优化算法。解决了传统两脉冲行星际转移轨道优化算法中存在的计算速度慢,无法控制计算精度的问题。最后，以地球-火星轨道转移为例，将提出的优化算法计算的结果与传统的“能量等高线法”的计算结果进行对比，验证了此算法的正确性和快速性。     

空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响

空中发射可以明显提高火箭有效载荷,减少火箭发射场地的数量和高额的维护经费,缩短发射周期。本文研究了空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响,通过飞行轨道的模型简化,首先建立了火箭飞行的数学模型,然后定量地分析了发射高度和发射速度对火箭入轨后有效载荷的影响。研究结果表明：若提高发射高度和发射速度,可以明显增加有效载荷,且基本发射高度、发射速度分别与有效载荷表现为线性关系。相对地面发射来说,如果初始高度达到30千米,有效载荷提升到1.63倍;如果初始高度达到30千米,初始速度达到1000米每秒（约3马赫）,有效载荷将是传统地面发射的5.43倍。单纯从初始高度和速度的因素看,初始发射速度对有效载荷提升的影响更显著,故在考虑经济性情况下设计发射平台时应更加注重发射速度的提高。     

基于落点预测的高旋火箭弹弹道修正算法

高旋火箭弹的修正控制是基于等效力实现的二维弹道修正控制，由于弹体存在陀螺进动和马格努斯效应，在控制力作用下产生的附加攻角引起的升力与控制力的矢量合为等效力，其大小与方向在控制过程中不断变化，不能简单根据偏差量（修正量）的比例关系来确定控制力的方向。基于此，分析了控制力与等效力的关系，提出了一种基于弹道落点预测的控制算法。首先利用弹道落点预测模型实时预测落点与目标的偏差量，然后利用小扰动法构造偏差量对控制量的敏感系数矩阵，通过偏差量与敏感系数矩阵解算出纵、横两个方向的需用控制量。采用修正前后速度矢量的位置关系得到控制量的合矢量及其方位角，并利用控制量的合矢量与等效力计算出控制周期，在控制周期内按照等效力方位角调整控制力的方向实现对高旋火箭弹的精确控制，解决了非线性耦合问题。仿真结果表明该算法具有较高的控制精度，为工程应用提供理论依据。     

内装式机载发射运载火箭分离方案分析

针对一种内装式投放发射方案，建立了机载发射运载火箭分离过程的数学模型。本发射方案尢需对运载火箭进行改动。数值仿真结果表明．火箭在点火时有较好的姿态，适用于发射现有的中、小型运载火箭。     

多级固体火箭发动机总体优化设计

本文在文献[1]的基础上提出了一种多级固体火箭发动机总体优化数学模型,并对三级定容发动机进行了计算.对中远程弹道式导弹利用优化模型比经验设计主动段终点速度提高了4%.     

单片机在航箭发控系统通用检测仪中的应用

目前航空火箭武器仍是歼击机上主要对地攻击武器之一.但现有的航箭发控系统检测仪既不具有通用性,又不能测试航箭发射脉冲参数.为此,利用单片机技术设计了航箭发控系统通用检测仪.介绍了检测仪的设计方法,给出了较为详细的硬件组成和软件流程.该仪器现已装备部队,经使用证明,该检测仪操作简单、显示直观、清晰、记录准确、通用性强、满足设计.     

舰载机理想着舰点垂直运动的预估与补偿

理想着舰点的垂直运动是影响着舰精度和安全的一个主要因素,因此必须加强舰载机对理想着舰点垂直运动的同步跟踪能力.为此,提出对理想着舰点垂直运动的位置和速度信号进行预估和补偿的方法,将垂直运动的位置和速度信号经过预估和补偿后分别引入到纵向自动着舰引导系统和飞控系统的垂向速度通道中,使得舰载机可以准确跟踪理想着舰点的垂直运动,以减小甲板运动对着舰的影响.针对不同海况条件,对设计的补偿器和预估器进行仿真验证,并与其他方法进行比较.结果表明本文提出的理想着舰点垂直运动预估与补偿方法可有效地补偿由甲板运动引起的着舰误差,显著提高了着舰的安全性和精确性.     

Real-time trajectory optimization for powered planetary landings based on analytical shooting equations

Traditionally, numerical trajectory integration for shooting equation calculation and iterations for shooting with randomly guessed initial solutions deteriorate the real-time performance of indirect methods for on-board applications. In this study, the indirect method is improved to achieve real-time trajectory optimization of fuel-optimal powered planetary landings with the help of analytical shooting equation derivations and a practical homotopy technique. Specifically, the contributions of t...     

弹射救生过程数值计算及损伤风险评估

针对从弹射程序启动到飞行员着陆之间的各个阶段,建立了能够对横滚、俯冲等复杂弹射条件进行计算的数学模型。结合某型座椅的具体参数与气动力数据,针对具体算例求解了弹射救生过程,与实验结果进行了对比。根据模型的计算结果,以动态响应指数(DRI)对不同弹射初速下的损伤风险做出评估,并指出了在不同速度下气动过载的影响。     

基于最优解析解的运载火箭大气层外自适应迭代制导方法

随着空间发射任务的多样化和复杂化,为了满足运载火箭的机动性、灵活性以及卫星高精度人轨的要求,需要研究制导精度更高、适应能力更强的自适应制导方法.本文总结了运载火箭大气层外最优轨迹的解析解;基于牛顿迭代法,研究了一种不同于以往迭代制导思想、适用于大姿态角范围的迭代制导方法,并推导了其雅可比矩阵的解析式;最后对该迭代制导方...     

舰载机弹射起飞前起落架牵制载荷突卸动力学分析

舰载机弹射起飞过程中,由于牵制载荷突卸而产生的前起落架沿航向的快速振动会给机体结构和设备都带来严重的疲劳问题,为研究该振动现象并提出解决方案,建立了舰载机弹射起飞动力学模型,分析计算了前起落架的受载情况,并详细论述其动力学成因,推导了消除前起落架振动现象的充分必要条件.研究结果表明:牵制载荷沿下扭力臂轴向的载荷分量所造...     

小型固体运载火箭六自由度弹道仿真

针对控制系统采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展六自由度弹道仿真研究。给出侧喷流发动机安装模型和推力模型以及开关机控制规律,阐明气动力和气动力矩计算方法;并建立了固体发动机推力模型,以及完整的六自由度弹道动力学和运动学模型。仿真结果表明:建立的六自由度弹道仿真模型能正确反映运载火箭飞行特性;研究的固体运载火箭满足将300kg有效载荷送入200km太阳同步轨道的运载能力要求;姿态控制系统满足运载火箭姿态控制精度要求;侧喷流推进剂质量分配合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据。     

Impact of mission requirements and constraints on conceptual launch vehicle design

The objective of this paper is to analyse the impact of mission requirements and constraints on both the optimum vehicle design and the effects on flight path selection for two types of reusable two-stage-to-orbit launch vehicles. The first vehicle type considered provides horizontal take-off and landing capabilities and is intended to be propelled by an airbreathing propulsion system during stage 1 flight. The second vehicle type assumes a vertical launch and is accelerated by a rocket propulsion system during the booster stage ascent flight. The analysis employs a design tool for simultaneous system and mission optimization. It consists of a CAD-based preliminary vehicle design tool, aerodynamic and aerothermodynamic calculation software, flight simulation programs, and a two-level decomposition optimization algorithm enabling simultaneous system and flight optimization. The results to be presented show that the cruise flight requirement for an European launched mission of the airbreathing vehicle results in a loss of 60 % payload mass as compared to a mere accelerated ascent for a near equatorial mission into the same target orbit assuming constant take-off mass. The strong dependencies of mission requirements on both the optimal vehicle design and the ascent performance are determined for the rocket-powered vehicle type by varying the inclination and altitude of the target orbit.     

无人机双发固体火箭助推器同步性研究

探讨和分析了无人机采用双发固体火箭助推发射方案时存在的助推器同步性问题。并以某型无人机和火箭助推器为例,进行了火箭助推器的同步性仿真计算以及同步性对无人机发射段飞行稳定性的影响计算,分析确定了影响双发固体火箭同步性的显著因素,并就改善双发火箭同步性提出了相应的技术措施。计算结果表明,火箭助推器同步性对无人机发射段飞行轨迹及稳定性的影响在工程应用上是可行的。     

垂直起降运载火箭返回轨迹不确定性优化

针对垂直起降运载火箭一子级在返回着陆的过程中存在的参数不确定性,提出了一种基于非侵入式多项式混沌展开的序列优化和可靠度评估的返回轨迹不确定性优化方法。首先,建立了返回多飞行段轨迹在确定性条件下的优化模型。然后,为同时兼顾轨迹的鲁棒性和可靠性,建立了由鲁棒最优目标函数、基于可靠度的路径约束和鲁棒等式约束组成的不确定性返回轨迹优化模型。最后,基于非侵入式多项式混沌展开方法对鲁棒目标函数和等式约束进行量化处理,将原随机鲁棒优化问题转化为高维状态空间中的等价确定性优化问题;为提高路径约束的可靠度评估效率,基于非侵入式多项式混沌展开方法对最可能点法进行改进,进一步发展了序列优化和可靠度评估策略。数值仿真结果表明,所提出的不确定性优化方法具有较好的鲁棒性,可以满足工程可靠性指标要求,同时还具有较高的精度和计算效率。     

固体火箭发动机体空间缺陷最大直径矢量特征测量方法

针对固体火箭发动机工业CT(computed tomography)三维扫描数据,从计算时间和测量精度两方面考虑,结合固体火箭发动机内部缺陷体空间数据场的特征,通过改进传统的空间最大距离求解法——擂台法,提出了基于分类种子点法的体空间缺陷最大直径矢量特征测量方法.设计了预置缺陷的固体火箭发动机,经实验验证,相比传统擂台法,该方法能够提高测量精度和缩短计算时间,最大直径及其与轴向锐角夹角的最大测量误差在10%以下,为固体火箭发动机三维可视化故障诊断奠定了基础.