登月飞行器软着陆的非线性最优控制

主要考虑登月飞行器软着陆控制的问题。制导律和控制器的设计分两步完成。首先，利用一个微分同胚变换和一个非线性输入补偿，可以将登月飞行器的非线性动态模型转换成一个线性系统。然后利用经典最优控制理论中的由拉方程，标准最优制导律的解析解既可给出。第二步，利用日。控制理论，我们设计了一个最优反馈控制器保证了实际系统可以鲁棒渐进追踪最优标准轨道。最后通过仿真，可以看出飞行器实现了软着陆控制，着月速度小于给定值，说明方法的可行性和有效性。     

利用简易再入舱从轨道系统上回收小有效载荷

从轨道上返回实验结果或样品有两种可能性;1)同可返回的(地基的)有效载荷运载器一起返回;2)利用空间的轨道系统(如哥伦布舱)上的专用再入舱返回。所推荐的TAURUS返回系统可在空间站运行期间将小有效载荷(m<20kg)频繁地返回地面。本文根据OHB系统有限公司的可行性研究,提出了TAURUS返回方案,叙述了主要的系统部件。即有效载荷舱、弹射装置及辅助装置。根据TAURUS任务的详细分析,并考虑了可能的有效载荷和轨道力学要素,确定了TAURUS系统方案。此外,为了论证系统适应性,还讨论了该系统对轨道系统和有效载荷的可能影响。     

升力体外形设计的代理模型优化方法

面向飞行器概念设计提出了一种将类型函数/形状函数变换技术与代理模型技术及全局优化算法相结合,实现升力体外形多目标优化的设计策略。类型函数/形状函数变换技术能够通过调整少量尺寸参数或类型函数/形状函数控制参数衍生出多种设计构型。选用最优拉丁超立方抽样完成实验设计,将径向基函数作为近似方法构建代理模型,并通过序贯采样后验策略改善代理模型拟合优度。在Ma 6,迎角20°设计点处搭建了升力体简化外形的气动分析代理模型。应用NSGA-Ⅱ多目标遗传算法实现了以升阻比和容积利用率最大化为目标的折衷优化,得到包含一系列改进设计方案的Pareto-解集,其中,各构型目标响应相对实际分析值误差均在6.1%以内,表明该方法既可以通过代理模型大幅提升设计效率,降低应用全局优化算法的计算复杂度,又能够得到满足概念设计精度需要的设计方案,有利于概念设计中定量高效地实现多个设计目标的折衷优化,明确飞行器外形修改方向。
     

“天宫一号”目标飞行器系统级自主安全设计

为确保载人飞行器在长期飞行中的设备安全以及短期飞行中航天员的安全,需要从系统层面进行自主安全设计,使航天器在出现地面无法快速反应的故障时能够启动安全模式进行自我保护。文章以能源安全设计为主对“天宫一号”目标飞行器系统级自主安全设计进行了论述,总结了设计经验,对后续型号的设计提出了建议。     

试验

印度成功试射R-73空空导弹;美国公布高超声速试验飞行器试飞失败原因;雷锡恩公司完成滚转弹体导弹关键飞行试验;印度成功试射烈火-1导弹;联合空地导弹成功击中6千米外目标;美海军中断阿连特科技公司的导弹测试;     

临近空间飞行器应用前景及发展概况分析

由于技术和认识上的原因。临近空间的战略价值直到最近几年才引起世界各国的重视．并且因其潜在的军民两用价值而成为各国研究的热点。美国、俄罗斯、欧洲、韩国、英国、日本、以色列等国家目前正纷纷投入大量的经费．积极开展临近空间飞行器的技术与应用研究。从发展总体水平上看．国外临近空间飞行器技术仍处于关键技术攻关与演示验证阶段,要获得较高的军用价值仍需实现关键技术上的突破。     

阿斯特里姆将设计货物回送型飞船

阿斯特里姆德国公司和欧空局7月7日签订了价值2100万欧元的合同。根据这份为期18个月的合同．该公司将开始设计用于在地面和国际空间站之间往返运输货物的一种不载人飞船。它将论证如何对欧空局现有的“自动转移飞行器”（ATV）货运飞船进行改造,     

凹腔布局对高超声速飞行器气动-推进性能影响

采用二维耦合隐式N-S方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器在发动机通流状态下的内外流场进行了数值仿真,研究了超燃冲压发动机燃烧室中单凹腔和双凹腔串并联布局对飞行器气动-推进性能的影响。发现因粘性而产生的摩阻、摩升以及摩擦力引起的俯仰力矩较压阻、压升以及压力引起的俯仰力矩很小,对于飞行器整体性能而言,可忽略;凹腔之间距离的长短对飞行器气动-推进性能影响强烈,短距离凹腔并联使得燃烧室主流压力抬高得更大,短距离凹腔串联使得上游凹腔对下游凹腔流场影响更大;同时,性能高的凹腔组合在一起能显著提高飞行器整体性能。     

美国高超声速技术飞行器

介绍了美国正在开展的猎鹰计划及该计划的目标、组成和各组成部分的任务目标。重点介绍了该计划下研制的高超声速技术飞行器(HTV)。此外,还对HTV所涉及的关键技术进行了总结。     

基于高斯—伪谱法的月球定点着陆轨道快速优化设计

利用高斯伪谱法(Gauss Pseudospectral Method, GPM),对登月飞行器定点软着陆轨道快 速 优化问题做出了研究。将控制变量和终端时间一同作为优化变量,同时离散控制变量与状态 变量,对最优控制问题进行求解。并针对GPM的特点,设计了从求取初值到高精度参数的软 着陆轨道优化策略。利用此方法求取了月面着陆可达区域,在此基础上对定着陆点最优轨道 进行了设计。仿真结果表明此方法具有较强的鲁棒性和快速收敛性。