上面级发射MEO轨道设计及运载能力优化研究

针对导航卫星中轨道（MEO）轨道提出一种上面级发射MEO轨道直接入轨设计方案,建立轨道动力学方程和轨道迭代计算模型。为优化轨道设计,将更多有效载荷送入轨道,从分析影响轨道运载能力的因素出发,应用成熟优化算法——自适应遗传算法,建立上面级发射MEO轨道优化模型,采用数值仿真方法验证设计结果和优化方法的有效性。结果表明发射轨道优化设计对运载能力有一定的提升效果,实现了最优化设计。     

上面级在发射轨道的辐射外热流分析

研究发射轨道的外热流是进行火箭上面级和卫星热控设计的基础。文章给出了基于一组轨道和姿态参数的太阳矢量与地球矢量的计算方法。针对圆柱外形的上面级,分析了其发射轨道外热流的变化规律,利用该计算方法计算了太阳矢量,而太阳矢量在长时间滑行段相对固定,太阳矢量和受晒因子随发射时间而发生大幅度的变化,使得外热流工况变得非常复杂。通过对太阳定姿且绕箭体纵轴慢旋,可改善火箭上面级的飞行热环境,简化卫星和上面级的热控系统设计。     

上面级发射中高轨道卫星外热流分析

研究发射轨道的外热流是卫星热控制系统设计的基础。针对上面级发射轨道的特点和卫星姿态,推导出上面级滑行段和点火段瞬态及平均外热流计算公式。以北斗三号中轨导航卫星为例,给出了阳光和轨道面夹角随太阳黄经和升交点赤经的变化关系,以及最长阴影时间、滑行段旋转角速度约束条件的分析方法,在此基础上确定了上面级阶段卫星的极端外热流工况并给出了外热流计算结果。     

多用途液体上面级GNC系统方案研究

研究了一种多用途液体上面级的GNC系统方案,提出了SINS GPS组合导航方案,轨道霍曼转移 最优制导方案和姿态预测控制方案。对GNC系统功能和特点,系统组成及系统方案进行了详细的描述,介绍了其针对现有任务和现有技术的设计思路和设计中的主要问题及解决方法。初步的仿真结果证明了系统方案的可行性。     

长时间在轨上面级动力系统关键技术研究

上面级动力系统提供用于变轨所需要的动力,同时提供姿态控制、推进剂沉底、末速修正功能所需要的动力,将上面级和北斗导航卫星一起送入预定轨道。回顾了从早期的上面级动力系统选型论证到后续的关键技术攻关过程,对比研究了泵压式与挤压式动力系统的技术优势,分析了动力系统研制过程中的主要关键技术,并对关键技术的应用情况进行了总结,最后提出了长时间在轨上面级动力系统的后续发展建议。     

运载火箭上面级姿控技术研究

开展了运载火箭上面级姿态控制技术研究,对国内外运载火箭上面级发展情况进行了分析,给出了上面级发展趋势,并对上面级姿态控制技术设计的难点进行了分析.     

美国的未来上面级技术研究

本文对空间转移飞行器(Space Transfer Vehicle)方案及在可行性研究中得到的有关技术和设计构想进行了论述。通过组件的模块化、提高通用性,并采用所设想的分系统,如推进/控制系统舱(P/A)和一体化的模块式发动机组(IME),可以降低发射系统的费用。一体化飞行器的健康管理(IVHM)技术和现代化的技术开发环境可以降低未来上面级的费用和运转维护费用。本文最后对采用这些设想、从近期的小型上面级到月球转移入轨级(TLI)的系统结构进行了描述,并推荐了利用这些设想研制未来上面级的发展途径。     

远征上面级研制技术发展

远征上面级研制自2009年开始,经过6年研制工作后,2015年3月30日成功首飞,至今已发展形成了适应不同发射需求的远征系列上面级,累计发射近20次,将40余颗大型航天器精准送入中轨道(MEO)、地球同步轨道(GEO)、倾斜地球同步轨道(IGSO)、太阳同步轨道(SSO)、再入轨道等多种空间轨道,实现了空间运输系统跨越式发展。对10年来远征上面级的研制技术发展进行了回顾,分析了其技术优势和关键技术研究情况,并对我国上面级的后续发展提出建议。     

北斗三号卫星与上面级供电相关接口分析及验证

卫星采用运载火箭上面级发射入轨期间,经历了由大椭圆轨道至圆轨道的过程,飞行姿态经历了变轨、慢旋、分离后巡航等多个阶段。在太阳翼展开前,卫星要经历比自身变轨更为恶劣的高低温环境及能源紧张等供电风险。在分离时刻的太阳翼碰撞或干涉安全性也需要重点关注和分析。针对北斗三号一箭双星采用上面级直接入轨方式的特点,分析了卫星与上面级间的供电和热设计接口,并从双星分离安全性角度考虑,分析影响卫星与上面级接口安全性的主要要素,并对应用和验证情况进行总结。     

基于解析初值的滑翔飞行器轨迹快速规划方法

伪谱法等轨迹规划的直接法借助初始轨迹实现迭代子问题的首次构造,从而启动序列迭代算法。为提高伪谱法迭代过程的收敛效率,以小型滑翔飞行器轨迹规划为背景,建立简化的运动学模型,推导速度倾角、速度关于高度的解析/半解析表达式,实现了高精度初始轨迹的快速生成。仿真表明,相比线性假设、简化数值积分方法,解析方法生成的迭代初值可有效降低伪谱法迭代次数,在保证精度的同时提高了轨迹规划效率。     

考虑轨道摄动影响的多冲量交会规划方法研究

当交会时间较长时需要在轨道规划中考虑摄动的影响,本文基于虚拟瞄准点的思想,研究了考虑轨道摄动情况下的固定时间拦截问题求解方法,并提出了考虑轨道摄动影响的多冲量交会规划方法.通过仿真算例验证了算法的有效性,并对基于二体模型和考虑摄动的规划结果进行了对比.     

一种基于进化计算的空间飞行器编队重构轨道规划方法

基于进化算法提出了一种两层结构的空间飞行器编队重构的轨道规划算法,高层算法通过优化构型映射来优化编队的总燃耗,实现全局规划并确保飞行器之间保持一定的安全距离以避免相互碰撞;低层规划算法采用Chebyshev多项式逼近控制变量空间,为每颗飞行器规划满足约束条件的最优轨道。该方法充分利用了编队的分布式结构,由各飞行器并行实现各自的轨道规划,能有效解决大型编队的轨道规划问题。仿真结果表明了该方法的有效性。     

基于轨迹特性的中段目标识别方法

针对中段弹道目标群运动时的真假目标识别问题,提出一种基于轨迹特性的弹道目标识别方法。该方法通过雷达观测数据还原出弹道目标运动轨迹,根据轨迹交点个数判断诱饵是单次还是多次释放模式,分别提出基于弹道参数和权值交点的识别途径,结合雷达观测弹道目标数目,归纳了基于轨迹特性中段弹道目标综合识别策略。仿真实验表明该方法的正确性并分析了雷达测量误差及布站位置等因素对识别结果的影响。     

临近空间高超声速无动力滑翔飞行器最优轨迹设计及制导研究

建立了临近空间飞行器无动力飞行理想运动模型及阵风干扰作用运动模型;通过共轭 梯度优化算法设计了飞行器基于多约束条件的最优轨迹;利用基于线性状态调节器（RQL） 制导方法实现阵风干扰作用下纵向与侧向参考轨迹的同时跟踪。仿真结果表明,本文的轨迹 优化算法能在很短的时间内优化出最优轨迹且具有很好的收敛性;采用的制导算法能实现各 种强度阵风干扰作用下的轨迹跟踪,具有很强的鲁棒性。     

基于粒子群优化的再入飞行器在线轨迹规划

为应对飞行器再入过程中异常事件的发生,提出一种采用粒子群优化(PSO)的在线轨迹规划方法。推导了吸热量的解析表达式,基于航程、吸热量的解析预测以及参考剖面与再入走廊边界最小距离的解析计算,将总吸热量约束、终端位置约束,以及热流率、法向气动过载、动压和平衡滑翔条件等过程约束转为对参考剖面节点坐标的限制。根据参考剖面连续性与光滑性原则,减少选用的节点坐标数,设计关于剩余坐标的性能指标函数。为提高PSO效率,对速度更新算法进行改进。仿真结果表明改进后的优化算法实时性好,在线规划的轨迹能较好地满足飞行任务要求。     

基于回转体构件的六坐标纤维缠绕轨迹规划

多坐标纤维缠绕轨迹规划是成型复杂几何形状制品的关键技术之一。以典型回转体构件为参     

基于序列凸规划的运载火箭轨迹在线规划方法

针对大气层内气动力对轨迹规划求解实时性与收敛性的影响,提出一种基于模型补偿序列凸规划的大气层内火箭轨迹规划方法.该方法的核心思想是通过设计一种序列补偿的方式,将火箭动力学中非线性项(气动力加速度与重力加速度)与过程约束项(动压、过载约束等)进行凸化,从而将轨迹规划问题转化为序列凸规划问题而得到快速求解.在此基础上,本文...     

反推发动机点火控制高度及其随机偏差分析

文章首先对着陆缓冲阶段、反推发动机工作期间物伞系统的运动方程进行推演,得到反推发动机点火控制高度的显式表达;然后据此显式表达,利用计算机模拟法、借助MATLAB统计工具箱对点火控制高度受各项显式因素的影响进行偏差分析,用均方根方法考虑进非显式因素造成的偏差。