首枚猎鹰-9运载火箭升空

<正>2010年6月4日,美国首枚猎鹰-9(Falcon-9)火箭从卡纳维拉尔角空军基地发射上天,成功进行了首次验证飞行。该火箭从2002年开始研制,是世界第1种2     

低成本、高可靠、可重复使用——Space X公司产品技术特点分析

2014年4月18日Space X公司的\"猎鹰\"9号V1.1型火箭执行国际空间站货运发射任务时,第一级箭体成功实现了受控再入和软落水。一周后,在一次新闻发布会上,Space X首席执行官艾伦·马斯克又宣布,该公司正向美国联邦索赔法院提起诉讼,对美国空军就未来几年内的36次太空发射项目签订的一份批量采购合同提出异议。Space X公司虽然与波音、洛克希德·马丁等大型航天企业相比还是个小公司,但近年来名声鹊起,猎鹰系列运载火箭及\"龙\"飞船都已投入使用,并以其低廉的成本吸引了公众的眼球。那么,Space X公司的火箭到底有什么独门秘籍,可以大幅度降低成本呢?本刊特别邀请北京航天动力研究所的技术人员袁宇撰写了系列文章,尝试剖析该公司的火箭、发动机、飞船的技术特点,以解开猎鹰系列火箭低成本之谜。     

可重复使用运载火箭的低复杂度姿态跟踪最优预测控制

针对可重复使用运载火箭再入飞行过程姿态跟踪控制问题,开展了一种低复杂度最优预测控制方法研究。首先,建立了可重复使用运载火箭姿态动力学模型;其次,基于滚动时域控制框架与模式嵌入梯度设计了火箭姿态跟踪最优预测控制器,并求解了包含最优舵偏控制输入、作用时刻以及持续时间的最优控制动作三元组;然后,基于李雅普诺夫稳定性原理证明了闭环姿态跟踪控制系统的稳定性,相较于现有预测控制方法,所研究方法由于不需要求解复杂的非线性规划问题,显著降低了最优姿态控制律计算的复杂度;最后,通过两组数值仿真对比算例验证了所提出方法的有效性。仿真结果表明,所提出方法的姿态跟踪控制精度可达0.001°,相较于非线性模型预测控制方法提高了两个数量级,且单步采样控制求解时间约下降29.3%,计算效率显著提高。     

基于ESO的可重复使用飞行器积分滑模控制器设计

考虑参数不确定和外界干扰对姿态控制的影响,开展基于扩张状态观测器(ESO,extended states observer)的可重复使用飞行器姿态控制研究.首先,对飞行器运动模型进行描述,在合理假设条件下,得到面向控制器设计的纵向和横侧向姿态模型;其次,分别针对纵向和横侧向姿态模型设计积分滑模控制器(ISMC,integral sliding mode control);然后,引入ESO对耦合作用、参数不确定及外界干扰进行估计,并在控制器中进行补偿;最后,六自由度仿真结果表明,本研究给出的控制策略能够实现对给定制导指令的稳定跟踪,确保安全再入飞行.     

可重复使用运载器再入数学建模

针对可重复使用运载器(RLV)方案论证和初步设计阶段对模型的需求,提出了一种RLV再入概念设计,进行了数学建模研究。RLV采用翼身组合体的气动布局,包括左右升降副翼、方向舵和机体襟翼。对其无动力再入返回姿态控制,建立了反作用控制系统/气动舵复合控制数学模型。再入过程要经历自由分子流区、稀薄大气过渡流区和连续流区,基于气动力的工程计算方法建立了这三个流区的RLV气动模型。控制特性分析与六自由度再入仿真表明,所设计的RLV控制模型具有与航天飞机轨道器一致的再入飞行特性,证明了数学建模的有效性,能够进一步用于RLV姿态控制的研究。     

可重复使用火箭的设计竞争

当美航宇局开始与工业界联合研制一种缩比可重复使用的火箭时，暴露出来一些关键问题。美航宇局期望这种火箭２０１０年能替代航天飞机。在有关Ｘ－３３可重复使用运载火箭计划的联合协议公布仅两个月后，航宇局为一种先进技术演示机的早期设计工作选择了三个工业界小组，这种演示机将于本世纪末制造出来并进行飞行试验。尚未解决的问题是这项计划在它全寿命期间如何投资，以及航宇局最终是选择一个合同商还是主持一场竞争。一位国会官员对航宇局如此快速实施这项计划表示赞赏，但提醒航宇局在公司能得到数十亿美元的私人投资研制一种实用性…     

新一代可重复使用航天运载器

2003年2月1日．美国哥伦比亚号航天飞机完成太空飞行任务后,返回时曝炸解体．7名航天员全部遇难．这是人类航天史上又一严重地灾难。人们在对遇难航天员深深惋惜怀念的同时．也在关注着新一代(第二代)可重复使用航天运载器如何发展．本刊特约杨勇王小军两位博士就这方面的情况给读者作一介绍。     

可重复使用运载技术新进展

2003年,哥伦比亚号航天飞机失事后,美国再也没有发射其他航天飞机。     

垂直返回重复使用运载火箭弹道特性分析和优化设计

针对重复使用弹道设计中上升段弹道与返回段弹道之间相互耦合的问题,本文提出一种简化总体弹道优化设计的方法,首先根据影响返回段设计的一子级射程关键约束,进行上升段的弹道设计,经分析在同样的一子级射程约束情况下,上升段存在两组分离点参数,其次分析了在不同的分离点情况下,上升段和返回段在前场和原场两种返回模式下的运载能力损失情况,并对相关弹道特性进行了分析,得出在前场返回情况下优选低弹道方案,原场返回情况下,优选高弹道方案,该结果可为垂直返回重复使用运载火箭的弹道设计提供参考。     

可重复使用飞行器再入姿态的区间二型自适应模糊滑模控制设计

针对具有强非线性、多变量耦合特性的可重复使用飞行器（RLV）,同时考虑模型参数不确定性和外界干扰对飞行器再入姿态跟踪的影响,提出了一种基于区间二型自适应模糊滑模的姿态控制方法。首先,建立飞行器再入动态模型,并基于反步思想将控制模型转化为姿态角和角速率相关子系统。其次,将模型参数不确定性和外界干扰视作子系统非线性项的一部分。再次,采用区间二型模糊系统逼近子系统非线性项,并结合自适应技术和滑模控制方法分别设计虚拟控制量和实际控制量。此外,引入一阶低通滤波器用以处理子系统虚拟控制律。通过Lyapunov方法的分析证明了闭环控制系统的稳定性,且飞行器姿态跟踪误差可收敛于原点附近的小邻域。最后,利用飞行器的数值仿真验证了所设计控制方法能有效跟踪飞行器参考指令,且对外界干扰有较强的鲁棒性。      

可重复使用运载器再入轨迹次实时优化

新一代可重复使用运载器RLV(Reusable Launch Vehicle)再入时应具备自主导航的能力,其实现的关键是用机载计算机近实时或实时地生成一条满足各种约束条件的再入轨迹.根据RLV再入的特点,引入了新的假设,对再入轨迹方程进行简化处理,优化难度降低,工作量减少.另外引入次优化轨迹的概念,对控制量(迎角和滚转角)的优化分两步进行,每步只对当中一个控制量进行优化.这样处理能在很大程度上加快算法的收敛速度.仿真结果表明,只需10s左右的时间就能产生一条满足终端约束条件、控制量约束条件和加热率约束条件的次优化轨迹.其结果具有较好的工程应用价值.      

可重复使用运载器递归积分滑模姿态控制方法

针对存在模型不确定和外部干扰的可重复使用运载器再入段姿态控制问题,提出了一种基于自适应滑模干扰观测器的递归积分滑模控制方法。首先,基于可重复使用运载器再入段姿态运动模型,建立了面向控制的模型;其次,设计了自适应滑模干扰观测器,以精准估计和补偿由模型不确定和外部干扰构成的复合干扰;然后,基于递归思想设计了一种新型递归积分滑模控制器,利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的有限时间稳定性;最后,数值仿真结果验证了该方法具有较强的鲁棒性和较快的收敛速度。     

可重复使用飞行器进场着陆拉平纵向控制

针对可重复使用飞行器（RLV）进场着陆拉平段的纵向控制问题,提出了反馈控制与前馈控制相结合的复合控制策略。设计反馈控制律参数,在此基础上基于时间加权高度跟踪误差/误差变化率平方积分指标优化设计前馈控制律参数。按输入补偿的前馈控制在不影响系统稳定性的前提下,提高了RLV对拉平着陆轨迹的跟踪精度,减小了RLV的接地散布。提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法,实现了RLV起落架释放前后不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了拉平纵向复合控制和拉平过程中不同控制律之间平滑切换方法的有效性。      

国外可重复使用运载器近期进展

2004年以来,国外有关航天运输的新计划、新构想和新方案纷纷出炉,令可重复使用运载器（RLV）的研制活动新意倍添、亮点不断.     

欧洲可重复使用运载技术发展综述

欧洲采用了两种方式降低航天运输成本、增加竞争力。一是改进以阿里安-5为主的一次性使用运载火箭，提高其安全性、可靠性并降低成本；二是研制新的可重复使用运载器(RLV)及其相关技术，目前正在研究和论证过程中。从20世纪90年代开始，欧空局(ESA)协调各成员国开展了一系列RLV的研制活动，从未来欧洲空间运输研究计划(FESTIP)、未来运载器技术计划(FLTP)，到先进可重复使用运载器计划(PEARL)，直至目前的未来运载器准备计划     

可重复使用火箭发动机再生冷却槽失效分析

完成了可重复使用液体火箭发动机推力室再生冷却槽热力循环载荷下的蠕变非弹性热结构分析,对比研究了各向同性硬化和随动硬化定律对冷却槽结构分析的影响,并在多循环结构场基础上分析了冷却槽\"狗窝\"失效过程.结果表明可以通过选取热传导率差别小的内外壁材料、优化几何结构改善温度场及结构场;各向同性和随动硬化结构曲线变化趋势相似,但塑性应变有较大差别,残余应变相差约0.06%;多循环加载中每个循环的结构曲线形状相似并不断右移,硬化效应明显,低周疲劳损伤和蠕变损伤分别取决于循环载荷下的应变和应力值.     

可重复使用航天器IMU动态精度评估方法

可重复使用航天器使用的惯性测量单元(IMU)既需要满足空间段长期在轨使用需求,又需要满足再入大气过程较严酷的力学振动环境及高动态下的高精度导航需求.针对可重复使用航天器对IMU的需求,本文对研制过程中动态精度设计和验证方法进行了总结,并介绍了一种六自由度振动IMU精度试验方法,该方法能够更真实模拟再入力学环境,可从系统需求出发,对IMU动态精度进行综合评估,为其他天地往返类型航天器提供参考.     

“天宫”报捷载梦想 纪念邮品吸眼球(上)

2011年9月29日21时16分,中国天宫一号目标飞行器在酒泉卫星发射中心用长征二号FT1运载火箭送入太空。火箭升空后585秒,天宫一号进入预定轨道,中国载人空间站建设的大幕由此拉开,中国人梦中的"太空摇篮"正一步步变为现实。     

创造部分重复使用奇迹的哥伦比亚号纪念世界第1架航天飞机发射30周年

20世纪50-70年代,美苏在太空开展了激烈的竞争。然而随着航天技术的长足发展,人造地球卫星和宇宙飞船等航天器的发射量越来越大,其登天云梯——一次性运载火箭就显得过于昂贵,因为它不能重复使用。另外,用于载人往返的宇宙飞船运载能力很小,满足不了大型空间站的运输需求,返回时落点散布和航天员承受的过载也都较大。     

基于改进RRT*的RLV在线再入轨迹规划算法

针对多约束条件下可重复使用运载飞行器（Reusable Launch Vehicle, RLV）的再入返回问题提出了一种基于快速探索随机树（Rapidly-exploring Random Tree, RRT^*）算法的轨迹规划方法。在纵向剖面规划中,根据动压、过载、热流率和平衡滑翔条件约束,在高度-速度空间构建多约束飞行走廊。为了获得平滑、可控的纵向参考轨迹,提出了3种代价用以改进现有的RRT^*算法,即控制代价、轨迹代价和航程代价。在横向剖面规划中,采用滚转角反转策略保证找到一个可行的反转点,使得横向轨迹到达航向对准圆（Heading Alignment Circle, HAC）,实现三维轨迹设计。该算法将多约束条件下的再入轨迹规划问题转化为RRT^*算法中的路径代价设置问题,从而大大提高了轨迹规划的速度和可靠性。仿真结果表明,所设计的参考轨迹较为平滑,逻辑简单,易于在工程中实现。