带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究

针对需要满足一定入轨姿态约束的发射任务,研究一种带有入轨姿态角约束的迭代制导算法在运载火箭中的应用。该制导算法在传统迭代制导算法的基础上,将控制姿态角的最优解析表达式,通过二阶近似,展开为与时间相关的二次函数,可以同时满足入轨点速度、位置和姿态角约束。阐述了迭代制导的基本原理,给出带有姿态角约束的迭代制导算法的推导公式。在有相同姿态角约束的条件下,该算法能够保证入轨精度,与传统迭代制导算法相当,且对姿态角约束有较好的控制效果,运载能力损失较少。仿真结果表明,该算法对故障工况及不同姿态角约束具有一定的适应能力。     

航天系统雷电防护技术发展综述及展望

为满足航天系统的全天候发射任务需求,加强航天系统对于雷电环境的适应性,对航天系统雷电防护技术的发展情况进行了综述。首先分析雷电环境对于航天系统产生的破坏效应,追踪了世界航天史上典型的雷击案例,系统梳理了国内外航天系统雷电防护标准规范。针对运载火箭雷电效应数值仿真技术、雷电防护设计技术和试验验证技术,雷电气象监测预警技术,地面雷电防护技术和接地技术等关键技术的发展情况进行了追踪。在此基础上,从我国航天工程雷电防护的实际需求出发,对未来我国航天系统雷电防护技术重点研究方向进行了展望。     

圆型限制性三体问题相对运动解析研究

针对圆型限制性三体问题共线平动点附近周期/拟周期轨道下的相对运动问题,提出一种新的、通用的解析研究方法。在周期/拟周期轨道近似解析解的基础上,结合微分修正方法,获得了精确的周期/拟周期轨道。对周期/拟周期轨道的单值矩阵进行分析,同时借鉴Floquet理论核心思想,建立了六个相对运动模态,并将相对运动表示为六个相对运动模态的线性组合,获得了相对运动的近似解析解。最后在地-月系统圆型限制性三体问题下,以L1点作为研究对象,分别以Halo轨道、Lissajous轨道和Lyapunov轨道为参考轨道,对相对运动模态和相对运动进行仿真分析,说明了相对运动模态的正确性以及相对运动近似解析解的有效性。     

运载火箭姿态控制稳定性多速率陀螺组合策略

针对运载火箭飞行姿态控制中采用多速率陀螺组合代替单速率陀螺的问题,提出了任意数量速率陀螺组合的斜率计算方法,方法适用于大型运载火箭一级飞行速率陀螺组合姿态控制方式。推导了组合斜率不确定度的计算公式,并将不确定度纳入组合系数矩阵的计算当中,从而给出了一套工程实用的多速率陀螺组合姿态控制弹性稳定性策略。利用工程实例说明了组合速率陀螺较单个陀螺的优势。多速率陀螺的使用降低了对全箭模态试验振型斜率选位和斜率测量精度的要求,可为未来运载火箭不开展全箭试验提供支撑。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

液体推进剂运载火箭爆炸热过程特性理论研究

建立了液体推进剂爆炸火球成长过程和火球辐射传热理论模型，研究了火球尺寸变化、火球持续时间、火球内部温度、火球辐射传递过程等方面的变化规律，理论预测结果与试验测量结果吻合。还讨论了火球升离地面的临界条件、高空环境对火球直径的影响和火球随风漂移等三方面的问题。     

运载火箭铝合金贮箱全搅拌摩擦焊接工艺及应用

搅拌摩擦焊技术具有焊接缺陷少、焊接变形小、接头性能高等优点,是运载火箭铝合金贮箱制造的发展趋势。本文分析了我国运载火箭贮箱的结构组成和主焊缝结构特点,系统梳理并研究了实现贮箱主焊缝全搅拌摩擦焊接制造所需要的关键技术,包括常规搅拌摩擦焊技术、可回抽搅拌摩擦焊技术、超声相控阵检测技术及补焊技术。研究成果已经逐步实现了在运载火箭贮箱筒段纵缝、箱底主焊缝、贮箱总装环缝上的工程化应用。     

运载火箭的双星定位方法研究

一般地,仅凭两颗ＴＤＲＳ跟踪测距信息无法确定空间运动目标的三维位置,必须借助其它辅助信息。文章总结了可供借用的６类辅助信息;并以运载火箭为研究对象,构造了借助理论弹道解算火箭飞行轨迹的计算方法;分析了测距误差和理论弹道偏差对定位的影响;并通过仿真计算验证了该方法的有效性。     

火箭飞行中天球系到星敏系的姿态转换方法

在远程火箭飞行过程中,通过计算天球系到星敏系的旋转四元数,可作为星图模拟的输入数据。本文从坐标系定义出发,首先,完善了基于北京时间的格林尼治恒星时角在工程上的实用算法,根据多次旋转原理,给出了天球系到发射惯性系的姿态转换方法;其次,探讨了发射惯性系到箭体系以及箭体系到星敏系的姿态转换方法;最后,给出算例,通过仿真计算得出结果,验证了方法的可行性。该方法容易理解,根据推导思路也可举一反三,对于星图模拟中姿态的转换具有一定参考意义。     

基于PXI总线技术的运载火箭测试发射控制系统研究

简要介绍了PXI总线技术的发展情况,阐明了PXI技术的优越性及其在军事航天领域应用的重要意义。参考现有产品资料,设计了基于PXI总线技术的运载火箭测试发射控制系统的硬件组成和软件框架。该技术的应用将进一步推动运载火箭测试发射系统的智能化、通用化和小型化,从而提高运载火箭的整体性能。