运载火箭的一种自适应姿态开环减载控制技术

针对运载火箭在高空风区域飞行时的减载需求,提出了一种自适应姿态开环减载控制技术。此减载控制系统采用加速度计测量火箭箭体的法向与横向视加速度,采用速率陀螺测量箭体绕质心转动角速度。设计了一种门限自动切换判别结构,使控制系统能够自动从传统纯姿态控制切换到姿态开环减载控制。当火箭遭遇到很大高空风时,控制系统姿态回路开环,俯仰通道和偏航通道分别跟踪零法向、横向视加速度指令,使火箭转到来流方向,实现减小气动载荷的目的。以某型运载火箭为例对比了几种控制方案的减载效果,仿真结果表明自适应姿态开环减载控制有效提高运载火箭减载效果,具有工程应用价值。     

基于信号辨识的运载火箭实时减载控制技术

运载火箭在高空风区域飞行时,其自身结构载荷的约束对气动载荷提出了控制要求,为了降低高空风对运载火箭飞行的影响,减小运载火箭的气动载荷,保证其在高空区飞行的安全可靠,提出了一种简单可行的实时减载控制方法。首先,通过非线性状态观测器估计方法,获得箭体绕质心运动的角加速度信号以及捷联惯组相对质心的位置,计算出箭体绕质心运动产生的线加速度信号;其次,从运载火箭上捷联惯组测量到的视加速度信号中减去箭体绕质心运动产生的线加速度信号,消除箭体绕心运动产生的影响,进而获得箭体质心位置附近的视加速度信号,参与实时减载控制。仿真验证了该控制方法可以有效降低运载火箭的气动载荷,提高了运载火箭在高空风区域飞行的适应能力。     

运载火箭故障模式及制导自适应技术应用分析

为提高制导控制系统在运载火箭全发射任务周期中的智慧水平，提高运载火箭完成任务的鲁棒能力，从不同角度阐述了运载火箭故障模式，创新提出了基于能量属性的故障分类方法。针对不同级别的能量故障提出了对制导控制系统的功能、性能需求。尤其针对小、中级别能量故障，简述了运载火箭故障飞行制导自适应方法应用，包含案例及任务目标变更原则等，并分析了制导自适应技术后续工程化应用的实施途径。基于能量属性的故障分类方法及制导自适应方法可应用于后续中国运载火箭工程研制。     

运载火箭飞行控制软件可重用架构设计方法研究

面对运载火箭飞行控制软件规模和复杂程度急剧增加、研制周期越来越短的现状,如何运用新的软件开发模式替换传统的研制模式,来提高飞行控制软件的研制效率已成为当前的研究重点。应用可重用软件开发技术能够有效提高软件研制效率,对提高运载火箭飞行控制软件的设计质量和缩短研制周期具有重要的意义。本文基于可重用软件开发技术在需求分析、概要设计和详细设计阶段的具体内容,提出了一种运载火箭飞行控制软件可重用架构设计方法,从而用于提高设计效率,降低维护成本,对运载火箭飞行控制软件研制具有较强的应用价值。     

三平测发模式下起竖臂对运载火箭地面风载的影响

为提高运载火箭地面风载条件对地面风场较大的发射场的适应性、降低运载火箭设计载荷、减轻火箭结构质量、提高运载效率,针对三平测发模式的特点,开展起竖臂对运载火箭地面风载的影响分析。采用基于广义位移和广义载荷的运载火箭地面风载计算方法,根据起竖臂的结构特点,量化分析竖臂刚度、支承油缸刚度、抱箍数量及位置因素对运载火箭地面风载的影响程度。起竖臂刚度、抱箍数量和位置对运载火箭地面风载影响较大,提高起竖臂刚度可使根部弯矩降低24.8%,增加Ⅰ级箱间段抱箍可使根部弯矩降低38%,而支承油缸刚度对运载火箭地面风载几乎没有影响。     

运载火箭总装运输起竖车液压系统方案探讨

以我国航天运载火箭事业发展需要以及承接外星发射任务的增加必须提高运载火箭发射工位的发射频率为依据，提出研制运载火箭总装运输起竖车液压系统的必要性；论证了实现运载火箭总装运输起竖车液压系统的技术途径、系统组成、功用、性能及今后应用展望。     

织女星火箭固体发动机研制故障综述

织女星(Vega)运载火箭是迄今为止欧洲现役最大的固体动力运载火箭。在其三级固体发动机研发过程中贯穿通用化、模块化的设计理念,并采用了大量新技术和新工艺,在提升火箭性能的同时有效降低了火箭的研制成本。基于验证成熟的固体发动机技术,欧空局启动研发织女星C(Vega C)、织女星E(Vega E)、织女星C轻型(Vega C Light)等一系列固体运载火箭,满足多种载荷范围的发射需求,大大提高了欧洲对小型有效载荷的发射灵活性和响应能力。该文总结了欧洲织女星运载火箭固体发动机的主要性能,重点梳理分析了三级固体火箭发动机(P80、Zefiro 23、Zefiro 9)在研制过程中曾遇到过的技术问题,包括发动机压力振荡、熔渣、喷管过度侵蚀、柔性接头问题、机电作动器电流过度消耗问题等,研究了这些故障的产生根源、相应的解决措施以及开展的相关研究,旨在对国内固体运载火箭发动机技术研究提供参考和借鉴。     

空射运载火箭点火姿态对运载能力影响的研究

相对于地面垂直发射运载火箭,空射运载火箭具有点火姿态可变的优点,不同的点火姿态对火箭的飞行弹道有显著影响,从而引起运载能力的变化.本文采用一个适用于空中发射的飞行程序角,在不同的点火俯仰角下对空射运载火箭的飞行弹道进行了优化,并对得出的优化结果进行了比较分析.研究结果表明,倾斜点火的方案既能避免大攻角飞行造成的载荷问题,又能提高运载能力.     

长征运载火箭飞行控制技术的发展

介绍了新一代长征运载火箭(LMLVs)的型谱，并从四个方面对运载火箭控制系统的发展进行了综述。制导技术从开环制导发展到迭代制导，并针对大推力直接入轨和终端姿态约束要求，进一步发展了迭代制导算法，入轨精度大幅提升；姿态控制仍以PID技术为基础，采用空间模态和等效摆角的建模方法解决助推飞行段多个舱段发动机联合摇摆问题，结合自抗扰技术(ARDC)进行主动减载控制；自载人航天工程起开展系统性的可靠性设计研究，逐渐形成了以设备冗余、算法容错和系统在线重构等为特点的技术体系，促进了长征火箭控制系统可靠性的整体提升；电子系统从分立的集中式体系架构，发展为集成化的分布式数字控制系统。针对当前飞行控制技术的研究热点，本文最后总结了长征运载火箭在这方面的最新实践与发展趋势。     

“力箭”一号技术与创新

<正>“力箭”一号运载火箭是中国科学院研制的具有先进性、创新性、经济性的新型固体运载火箭,主要目的是发挥国家战略科技力量的作用,引领我国运载火箭技术和研制模式的变革,支撑和推动我国空间科学的发展。一、基本情况介绍“力箭”一号运载火箭是中国科学院力学研究所与北京中科宇航技术有限公司联合研制的首款四级固体运载火箭,主要用于太阳同步轨道和近地轨道中小型航天器发射任务,支持单星发射、多星发射、     

长征八号运载火箭减载效果评估及验证（英文）

LM-8 inherited mature modules from other launch vehicles, adapting the overall design through the combination of engine throttling, wind compensation and load relief control, so as to reduce the aerodynamic load during flight. This paper proposes a rapid evaluation method for load relief performance, which takes launch vehicle's characteristics, wind field, control parameters, aerodynamic deviation and structure deviation into consideration, and provides a quick estimation method for load relief performance. The load relief performance of the LM-8 launch vehicle estimated by this method achieved 10%-20% in pitch and 20%-40% in yaw. The specific results are related to parameter deviation, the altitude of wind shear and the relationship between wind direction and trajectory angle. Simulation results for a typical case with six degrees of dynamic freedom of flight proves that the comprehensive load relief performance would be between 14% to 34%, which is in line with the aforementioned method. In addition, simulation results indicate that the more severe the wind shear is, the better performance of load relief can be achieved.     

非完全对称火箭的助推器布局研究

捆绑助推器是提高火箭运载能力最有效的方式,针对某捆绑2个助推器的非完全对称火箭横向布局、纵向布局两种方式,研究了不同布局对火箭姿态控制、飞行载荷的影响。结果表明,一般情况下纵向布局有利于姿态控制,横向布局有利于降低载荷。     

姿控载荷多约束下的内外弹道联合优化

为提升固体运载器整体性能,提出一种姿控载荷多约束的内外弹道联合优化建模方法。首先,建立固体运载器内弹道计算模型和外弹道计算模型,给出大风区和级间分离的姿态控制模型以及杆状减阻装置载荷计算模型。其次,以灵敏度分析方法选择出内外弹道设计参数作为优化设计变量,将姿控摆角需求、减阻杆承载能力作为约束条件,建立以射程最优为目标的优化模型。最后,将该方法应用在某三级固体运载器的优化设计中,以差分进化算法开展仿真校验,射程提高了10.8%,并且优化结果满足姿控和载荷约束。     

新一代运载火箭自主控制技术（英文）

This paper introduces the autonomous control technologies for a new generation launch vehicle for guidance and attitude control. Based on the iterative guidance mode(IGM) of Long March launch vehicles, the autonomous compensation IGM(ACIGM) for the terminal attitude deviation during the coasting phase is proposed. Considering the characteristics of large static instability and weak bearing capacity, the attitude control technology based on active disturbance rejection control(ADRC) and a control method based on an accelerometer are proposed. Targeting at non-fatal failures that may occur during flights, autonomous guidance reconstruction technology, nozzle fault diagnosis and reconstruction technology in the coasting phase are studied. Some of the autonomous control technologies proposed in this paper have achieved good control results as seen through flight verification.     

残骸落区对火箭构型影响论证

残骸落区的选择是在运载火箭构型设计时必须首要考虑的设计因素,其设计结果直接关系到落区内人民生命财产安全,因此残骸落区必须避开人口稠密、重要设施区域。然而运载火箭残骸的被动段轨迹与上升段轨道设计直接相关,过近或过远的落区都将影响火箭上升段轨道的设计结果,进而影响运载火箭的运载能力。本文以典型二级火箭论证为例,开展了基于落区约束火箭构型的总体方案优化,运载能力变化充分说明残骸落区对火箭构型论证的影响,为后续构型论证工作的高效开展夯实了基础。     

基于概率的运载火箭控制系统设计方法研究

针对传统的控制系统极限偏差设计方法导致运载火箭余量大、总体性能下降的问题,综述了基于概率的控制系统设计方法的国内外研究现状,论述了运载火箭控制系统概率设计的基本思想及设计流程,基于概率密度函数建模理论,建立了通过实际控制指令来控制概率密度函数拟合权值的状态空间,并基于最小二乘方法对状态空间中的参数进行了辨识,进而建立了密度函数成型控制模型,提出了基于最优控制理论的运载火箭控制器设计方法,最后通过仿真验证了理论方法的有效性,为我国运载火箭控制系统的精细化设计提供了理论依据。     

壁挂式主频可调变截面小卫星结构设计与验证

针对多星并联布局“一箭多星”发射小卫星的模式，为降低星箭连接界面结构受力、提高卫星结构对不同运载火箭的主频适应性、提高星内设备安装空间利用率，本文设计了一种壁挂式主频可调变截面小卫星结构。对该卫星结构，开展了基于有限元方法的模态和静力分析验证，还开展了地面鉴定级振动试验验证和在轨飞行试验验证。分析和试验结果表明，壁挂式卫星结构相比底部连接式卫星结构，星箭连接界面受力可降低67.7%；在不增加卫星结构质量的前提下，仅通过安装或拆卸主传力路径上的部分连接螺钉，就能实现卫星3个方向一阶频率10 Hz左右的可调范围；采用沿运载火箭轴线方向横截面大小可变的变截面结构设计，可将星内设备安装空间的利用率由等截面卫星结构的49.1%提高到74.2%。     

我国新一代中型高轨运载火箭发展研究

新一代火箭CZ-5、CZ-6和CZ-7陆续首飞成功,拉开了我国运载火箭更新换代的序幕。新一代中型运载火箭CZ-7于2016年6月和2017年4月圆满完成了两次飞行任务,为中型运载火箭的研制奠定了坚实的基础。在CZ-7火箭基础上,增加CZ-3A氢氧三子级,在海南文昌发射GTO轨道卫星,运载能力不低于7.0t,可快速形成更新换代能力,填补我国GTO轨道该吨位的运载能力的空白。为了进一步提升我国运载火箭的竞争力,对标国际先进水平,针对新一代中型高轨运载火箭开展构型优化研究,以提高火箭性能,降低火箭成本,提升火箭的使用维护性能,满足后续GTO发射任务需求。     

Technology Improvement for the High Reliability LM-2F Launch Vehicle

The Long March 2 F(LM-2F) launch vehicle, the only launch vehicle designed for manned space flight in China, successfully launched the Tiangong 2 space laboratory and the Shenzhou 11 manned spaceship into orbits in 2016 respectively. In this study, it introduces the technological improvements for enhancing the reliability of the LM-2F launch vehicle in the aspects of general technology, control system, manufacture and ground support system. The LM-2F launch vehicle will continue to provide more contributions to the Chinese Space Station Project with its high reliability and 100% success rate.     

运载火箭摇摆发动机与全箭动力学特性耦合关系研究

针对运载火箭“摆动发动机-伺服回路”负载频率低,可能影响全箭弹性模态稳定性的问题,首先建立了包含“发动机-伺服回路”动力学模型的全箭动力学模型,分析了“发动机－伺服回路”负载频率对伺服机构传递函数和控制系统开环传递函数特性的影响,指出了“发动机－伺服回路”负载频率与箭体弹性模态之间的动力学耦合关系,给出了保证弹性模态稳定的谐振频率判据,最后计算了保证全箭弹性模态稳定的负载频率边界值,并通过仿真算例验证了结果的正确性。研究结果表明,“发动机－伺服回路”局部的负载频率通过惯性负载力矩作用与全箭弹性模态形成耦合,当负载频率位于上、下边界值范围之内时就会导致某些弹性模态不稳定,因此在实际工程中应对负载频率进行限制,以保证运载火箭的飞行安全。