基于末级钝化推力变轨的月球借力轨道设计

对于运载火箭发射探月返回飞行试验器任务,火箭末级会跟随试验器再入返回地球,因其再入速度快、落区散布范围广,存在严重的安全隐患.为解决末级再入带来的安全性问题,提出基于末级钝化推力变轨的月球借力轨道设计方法,使末级进入绕地月飞行的大椭圆轨道.利用钝化推力实现月球引力辅助变轨,进而达到优化绕地月飞行轨道近地点高度的目的.     

一种探月返回轨迹大气层内外联合规划制导算法研究

直接返回再入是探月返回常见方式.主要研究大气层内外参数联合规划制导算法,通过在月球影响球出口点进行轨道拼接,建立地心轨道及再入段与设计参数的对应关系.将出月球影响球点和月心的连线与地月连线夹角、出口点月面纬度和月心真近点角作为待优化参数,将再入点航迹倾角、航迹偏角与理想状态的偏差及地心段轨道近地点高度作为约束,利用粒子群优化,得到可行的设计参数,实现基于预测校正的再入过程最大过载最小,并通过调整置入时刻,实现经度匹配.仿真表明提出的联合优化算法能够在轨道段将飞行器导引至理想的再入点,且航迹倾角和航迹偏角满足设计要求;而预测校正制导算法可将进入再入点的返回飞行器精确导引至预定开伞点且最大过载最小.     

侦察兵/航天飞机辅助级的环境保护要求

1.0 摘要本文研究了一种典型的轨道转移飞行弹道:用侦察兵上面级(见图1-1)从航天飞机上发射一个545公斤(1200磅)的有效载荷。侦察兵上面级和有效载荷的投放,是在航天飞机具有代表性的296公里(160海里)的圆轨道上进行的。侦察兵上面级的飞行弹道,采用了最大高度的霍曼(Hohmann)轨道转移式飞行弹道。文章判明了在此飞行任务期间所遇到的环境条件以及由于航天飞机中断飞行的情况(即再入大气层和着陆)造成的环境条件。评价了这些环境条件以及这些条件对表1-1所示设备的影响。     

组合动力运载器返回段轨迹设计建模研究

为克服当前已有升力式航天器再入模型的不足,建立适应于下面级组合动力运载器的返回段轨迹设计模型,对下面级组合动力运载器返回段轨迹特点和设计难点进行了分析,并针对此类飞行器返回过程中初始状态散布大、返回过程需进行机动转弯和冲压模态动力巡航、各阶段轨迹设计要求各异的问题,在转弯段以运载器速度为积分变量,通过引入方位-视线角偏差标志转弯终点,能够有效处理组合动力运载器返回过程各类约束。该模型计算结果符合组合动力运载器返回段轨迹特点和任务需要,能够满足此类运载器返回段轨迹设计要求。     

简讯

印度研制可重复使用运载器目前,印度可重复使用运载器的研制工作正处于方案论证阶段,已经完成了技术验证机的结构设计和制造工艺研究。该验证机计划于两年后发射升空。按照目前的设计方案,该可重复使用运载器将采用二级结构,第1级为带翼体,可飞行到100 km左右的高度,速度约达轨道速度的一半。在发动机燃料耗尽后,第1级再入大气层,像飞机一样水平降落在机场跑道上。运载器的第2级将有效载荷送入轨道后,再入大气层并利用气囊在海洋或陆地上回收。现在可重复使用运载器的气动力特性、基本轨道、电子设备配置、结构设计以及制造工艺研究都已完成…     

中国亚轨道重复使用运载器飞行演示验证项目首飞取得圆满成功

正2021年7月16日,由中国运载火箭技术研究院研制的亚轨道重复使用演示验证项目运载器在酒泉卫星发射中心准时点火起飞,按照设定程序完成飞行后,平稳水平着陆于阿拉善右旗机场,首飞任务取得圆满成功。此次任务属于重复使用航天运输领域原创性、引领性科技攻关项目,首次飞行旨在验证升力式地面自主垂直起飞、再入返回、水平着陆等全剖面关键技术,探索重复使用检测维护流程,初步建立重复使用评估准则和评估方法。     

CZ-4C探月任务多星发射结构总体方案

为了建立嫦娥四号探测器在月球背面与地球之间的通信,并利用月球背面良好的低频辐射环境开展低频射电天文观测,根据嫦娥四号工程要求,需要发射一颗中继星及两颗月球轨道编队超长波天文观测微卫星至地月转移轨道.这是CZ-4C运载火箭首次被用于探月任务,为适应探月轨道一箭三星发射及未来深空探测任务需求,CZ-4C运载火箭针对探月任务的特点对构型进行了通用化设计.从整流罩选型、主星发射方案、搭载星发射方案等3个方向对CZ-4C探月任务多星发射结构总体方案的研制进行总结,为后续用于深空探测小卫星发射建立基础.     

上面级多星部署的轨道设计研究

以部署4颗中高地球轨道(MEO)卫星为例,对上面级多星部署的轨道设计方法进行研究.首先采用冲量变轨的方法进行上面级多星部署策略研究,并选择了最省能量的多星部署方案;然后通过坐标转换,在轨道坐标系中,用数值计算的方法对选定的上面级多星部署方案进行详细的轨道设计.     

一种用于计算上面级发射窗口的方法

对于采用上面级将卫星直接送入目标轨道的发射任务,上面级对发射窗口的约束,是确定任务发射窗口的重要决定因素。针对这一问题,提出了上面级发射窗口计算的方法与流程。通过搜索与解算上面级飞行姿态来满足长时间滑行期间的热控、地面测控等多种约束条件,将发射窗口计算问题转换为飞行姿态设计问题。采用所提出的方法,对较多的发射时刻都可解算出满足约束条件的姿态,为整个任务发射窗口的确定提供了便利条件。     

HOPE轨道飞行器系统方案和飞行试验计划的新进展

日本空间开发事业团(NASDA)正在进行HOPE(由H-Ⅱ发射入轨的轨道飞行器)的基本方案设计,当前研究的目的是建立HOPE可行的方案和做好技术基础准备。HOPE的主要任务是为自由号航天站/日本实验舱(JEM)提供后勤运输服务。除了以前研究的由H-Ⅱ运载火箭发射的10吨级轨道飞行器的方案外,考虑到今后H-Ⅱ运载火箭性能会得到提高,还研究了体积和重量增大的各种轨道飞行器方案,其中之一为发射重量为20吨,并有3～5吨有效载荷能力的轨道飞行器。各分系统的设计和在诸如气动、结构、材料、制导、导航和控制领域中的技术研究正在进行。为了获得再入轨道飞行数据,已计划利用1993年H-Ⅱ试飞机会,对此种轨道飞行器作轨道再入试验,并着手做这方面技术准备工作。