制导火箭弹起控时间对规划弹道的影响

以制导火箭弹飞行过程中能量损失最小为代价函数,利用高斯伪谱法构建最优控制模型,在弹箭中制导阶段寻找最优性能指标下的规划弹道,分析弹道规划起始时间对火箭弹末速的影响,得到各弹道诸元随不同起始规划时刻变化的曲线图。仿真结果表明:弹道规划起控时间对中制导阶段弹箭末速影响比较明显,最大可使其减少11%左右,与靶场初步试验结果相吻合。     

基于改进定点二乘的重复使用助推飞行器控制分配研究

为适应重复使用助推飞行器(RBV)控制精度和控制可靠性等要求,导致多异类执行机构数量的急剧增加,而各执行机构偏转角、偏转角速率和非连续工作方式的限制影响控制效果。为满足该类飞行器控制系统实时性和控制精度等需求,需要研究计算精度、计算效率更高的控制分配(CA)方法。根据每次迭代所需的浮点运算量,在比较基于二次规划的控制分配算法计算效率的基础上,首先,利用最小代价函数关系将传统定点(FP)二乘优化算法转化为二次规划问题,并给出传统定点二乘优化方法最优解应满足的条件;然后,针对执行机构饱和情况,提出了改进定点(IFP)二乘的控制分配算法以提高计算效率,同时给予详细的推导证明,并基于迭代常数映射的特性,以相邻时刻控制量差的范数达到相关要求给出改进算法的迭代终止条件;最后,基于多种控制分配算法,对所提出的控制分配算法进行了比较仿真,验证该算法的有效性和合理性。     

适合于"一箭多星"发射的卫星构型特点综述

随着火箭运载能力的不断提高,"一箭多星"发射方式越来越多地被各航天大国所采用.多星发射不仅对运载器的运载能力有所要求,而且由于运载包络的限制、卫星的分离以及卫星与运载接口等问题,因此对卫星构型也有所要求.     

一种可重复使用助推飞行器导航方案研究

介绍了重复使用助推飞行器（RBV）技术发展概况和三种典型回收方案,并对火箭动力自主返场RBV的导航系统方案进行了研究。根据高精度自主导航需求,确定了惯性＋卫星＋无线电的导航系统方案。基于动态贝叶斯理论和联邦滤波基本原理,提出了一种新的多传感器信息动态融合方案和算法。针对某飞行轨迹,对导航方案和算法的仿真验证结果表明：在整个返场飞行过程中,方案能实现RBV的高精度自主导航。     

一箭多星发射直接入轨的卫星构型研究

针对中、高轨道一箭多星发射直接入轨的需求,基于卫星与运载火箭的接口、环境条件、包络与操作要求等约束,对卫星构型形式进行了研究。比较了一箭多星发射的几种卫星构型方案（包括中心承力筒式、板筒式、板架式和桁架式构型）,研究了星箭接口选用包带式和点式爆炸螺栓两种连接分离装置的适用性,并据此提出优选桁架式卫星构型和点式爆炸螺栓星箭接口形式,可为卫星结构特性优化和卫星平台通用化奠定基础。     

大规模箭载无线传感网络技术研究

无线传感网络技术是未来火箭测量系统发展的关键技术之一,大规模的箭载无线传感网络技术是箭载测量系统的发展趋势。简单介绍了现有箭载无线传感器网络的应用以及目前国内对于箭载无线传感网络的研究现状,归纳了其技术特点,在此基础上提出了对新一代大规模箭载无线传感器网络设计的思路与相关技术,为进一步实现箭载测量系统的“无缆化”提供参考。     

一种小型固体运载火箭末级多约束制导方法

针对耗尽关机的固体运载火箭末级多约束制导问题,提出了在真空飞行段设计一种具有速度管控能力的多约束制导方法。同时针对速度管控引起的状态矢量耦合问题,基于定点制导算法推导出一种适用于耗尽关机制导的拓展理论算法,通过求解交变姿态速度管控方向实现对耦合项的抑制;并对大气层外“助推-滑行-助推”的任务模式,在此理论基础上推导出滑行点火时间、〖JP2〗需要速度矢量与终端轨道根数之间的理论关系,解决了固体运载火箭在固定弧长条件下的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明：该制导算法对不同载荷任务具有较强的适应能力,对模型的参数偏差及不确定性具有高制导精度和强鲁棒性,因此该算法具有一定的理论意义和工程应用价值。     

上面级直接入轨卫星的上升段温度控制及预示

为满足卫星在上升段持续时间长、外热流复杂、能源紧张等不利因素下的温度控制要求,需采取相应控温策略并进行预示。针对采用上面级"一箭双星"直接发射入轨的北斗三号中轨道导航卫星,进行了上升段期间的热分析并阐述了地面段和上升段的控温策略,通过仿真分析预示双星在上升段的温度变化,结合飞行数据,验证仿真分析的准确性以及控温策略的有效性,并获得星上各区域设备上升段的温度变化特性。结果表明:通过控制发射前整流罩内的初始温度以及采用延时指令开启相应区域固定功率加热器,上升段期间未开机设备均能保持缓慢的温度下降速率,所有星上设备温度均在要求的范围内。采取的控制策略对其他需保持较长时间低温储存状态的高轨航天器,以及深空探测器温控设计提供了一定参考。     

容错箭载计算机的硬件故障注入方法研究

容错机制和设计方案的正确性验证是容错箭载计算机研制的重要环节,验证方法有理论计算、软件模拟和硬件模拟等3种。硬件故障注入法采用人为引入故障方法可加速系统的失效,并通过观察系统在出现故障之后的行为反应对容错计算机系统的容错能力进行评价,更适合工程应用。本文研究采用硬件故障注入方法和特定容错测试仪,对容错箭载计算机的容错机制和设计方案进行了正确性验证,为容错箭载计算机的工程应用奠定技术基础。     

一种GEO卫星平台电推进轨道转移技术

为解决传统化学推进方式比冲小、燃料携带量大等问题,将化学推进平台改为全电推进平台。全电推进可节省卫星燃料,增加卫星载重比,延长卫星使用寿命,并且支持"一箭双星"发射。通过调研国内外全电推进卫星平台的进展情况,设计出使用电推进的轨道转移方案,并与传统推进方式进行对比。分析结果表明:卫星发射质量为2 700 kg,使用2台300 mN的推力器并联工作,从地球同步转移轨道(GTO)至地球同步静止轨道(GEO)的转移时间约为6个月,消耗燃料约650 kg,可满足任务需求。