基于分解策略的SSO任务发射轨道优化研究

700 km太阳同步轨道为运载火箭弹道设计中典型的发射任务。采用轨迹分解优化策略对此类任务的发射轨道进行研究,分析了中间轨道近地点高度、入轨点真近点角两个约束变量对火箭运载能力的影响,并重点结合气动热流限制对约束变量的取值进行了计算分析。采用的研究思路和得出的结论对于运载火箭上升段弹道的优化设计以及提升运算收敛性和设计效率均有一定的意义。     

基于轨道倾角约束的小行星探测弹、轨道拼接设计研究

设计一个完整的小行星探测轨道方案需要分别对整条轨迹中的弹道段和轨道段进行优化并拼接。目前拼接设计方法中对弹道段终点约束考虑不足、设计效率低。基于实际弹道运算数据计算了指定运载火箭发射弹道对停泊轨道倾角的约束形式,并研究了火箭偏航能力和射向变化对弹道-轨道拼接后无量纲运载能力的影响。结果表明,算例中的健神星探测窗口不适合低轨道倾角发射弹道。考虑一般情况,高轨道倾角发射弹道可以更好适应飞出地球引力影响球的深空探测类任务需求。根据研究结果,提出了对未来深空探测运载火箭的设计需求。     

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.     

基于发射约束的双曲线轨道运载能力计算方法研究

为了解决深空探测任务规划中运载火箭发射轨道快速计算问题,基于双曲线轨道出发点与运载火箭发射弹道匹配存在约束的现状,研究了基于双曲线速度赤纬和发射能量计算火箭运载能力的匹配方法.提出了一种考虑射向和航落区约束下的无量纲运载能力折算关系,能够模拟实际发射可实现的最大运载能力,并可将其代入发射轨道全局优化.利用这一方法,分别对指定窗口发射任务进行了计算和分析,得到了各窗口中满足出发条件的轨道可行域范围和火箭能够实现的最大无量纲运载能力.结论表明,此方法能够有效用于双曲线轨道发射任务运载能力计算,可为任务规划提供充分的参考和帮助.     

GEO卫星快速直接定点发射轨道策略研究

通过对地球静止轨道卫星发射方案进行研究,提出了基于运载火箭上面级定点发射GEO卫星方案,大幅缩短了GEO卫星定点发射任务周期。通过数值仿真验证方案可行性,并通过仿真计算,给出不同定点经度位置的发射弹道飞行周期,供工程设计参考。     

长征七号A遥二火箭成功发射试验9号卫星

2021年3月12日1时51分,由中国运载火箭技术研究院抓总研制的长征七号A遥二运载火箭在中国文昌航天发射场点火升空,将搭载发射的试验9号卫星送入预定轨道,发射取得圆满成功。长征七号A遥二运载火箭的成功发射,拉开了中国新一代运载火箭2021年发射的大幕,标志着中国新一代中型运载火箭家族又添新成员。本次发射是长征系列火箭的第362次发射。     

一种活动发射平台轨道行走理想速度曲线设计

为确保某运载火箭活动发射平台在轨道上完成运载火箭的垂直转运任务,根据活动发射平台产品自身和转运轨道的技术特点,在借鉴以往型号设计经验基础上,设计了其理想速度曲线,包含直线轨道运行、经过道岔和终点定位等过程,通过行走试验证明活动发射平台理想速度曲线设计合理,能够保证活动发射平台在满足任务要求的基础上顺利完成运载火箭的垂直转运任务.     

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.     

双组元液体火箭GTO运载能力评估方法

为了准确计算双组元液体推进剂运载火箭运载能力评估方法中的剩余可用推进剂折算系数,基于某运载火箭发射地球静止同步转移轨道（GTO）飞行任务,推导了末级剩余可用推进剂与运载能力对应关系,提出简化计算公式,并基于实际弹道计算程序对结果进行了数学仿真验证。结果表明：本文方法能有有效评估发射地球静止同步转移轨道飞行任务的剩余推进剂运载能力折算系数,该方法对于提升火箭运载能力评估的效率和准确性具有重要意义。     

世界典型火星探测发射轨道及窗口拓展分析（英文）

由于运载火箭自身特点及飞行航、落区约束的差异,致使世界典型运载火箭直接火星探测任务的发射轨道存在明显不同。从直接火星转移的飞行力学原理的角度进行了分析,重点关注了典型火星探测任务的轨道剖面设计及窗口拓展方法,完成了对当前火星探测任务典型出发轨道特点的分析总结。     

空舰(地)导弹下滑弹道优化设计研究

对一般空舰导弹的纵向下滑弹道进行了设计研究,提出用样条函数作为导弹的纵向下滑基准弹道。实例计算结果表明,设计的下滑基准弹道可以满足载机不同发射速度、不同发射高度条件下弹道的技术要求。提供的方法可供弹道的计算机辅助设计参考。     

向月飞行轨道误差分析

根据月球探测器向月飞行轨道动力学方程式得到了飞行轨道误差的迭代方程,采用协方差分析方法对轨道初始误差误差源造成的轨道误差进行了分析,结合具体算例,给出了探测器初始轨道位置和速度误差引起的向月飞行轨道误差的时间历程和轨道终点误差。计算结果表明,若发射环月卫星,必须进行多次中途轨道修正。     

基于解析法最优轨迹的在线实时制导律研究

新型制导系统单纯采用轨迹优化的数值算法的优点是精度高,但耗时长,算法稳定性有待提高,随着计算机技术的发展,耗时长的缺点能得到缓解,但仍然无法满足实时动态制导控制需求。数值法以前,解析法曾得到深入的研究,如果能结合二者的优点,将能更好地达到提升飞行器实时高精度制导控制的效果。用解析法求解了轨迹优化问题中的两点边值问题,并和数值打靶法对比分析了入轨精度和计算时间的差异,得出各自方法的优缺点。     

炮弹轴向加速度测量方法

炮弹轴向加速度是一维弹道修正引信进行射程修正的重要参数，为了消除传感器安装在远离炮弹质心的引信中而引起的离心加速度，采用艰加速度传感器纵向排列的方法检测炮弹质心轴向加速度，利用弹道方程生成随机弹道作为实际弹道进行了仿真分析，设计了测量装置，在弹丸飞出炮口的时刻，弹载加速度传感器开始采集上升阶段的弹丸轴向加速度，进而利用数值积分法计算出射程偏差量，将算法仿真得到的射程偏差量与理论值进行比较，证明该方法能够满足工程实现要求。     

空舰导弹弹道优化算法

本文对一般空舰导弹的纵向下滑段弹道优化设计进行了探讨;介绍了利用极小值原理解决优化的数值方法;以某空舰导弹为例对该弹道进行了计算,并得出了较满意的结果,可供该弹道的计算机辅助设计参考。     

高超声速飞行器冲跃飞行轨迹优化研究

冲跃飞行是高超声速飞行器的典型飞行方式,该飞行方式给飞行器综合性能和设计技术带来了很多潜在优势.以重量最小、飞行距离最长为优化目标,通过分析飞行器的受力状态和飞行过程,以功能原理结合微积分概念为基础,建立了冲跃飞行轨迹优化方法,并开展了仿真研究.     

自由飞行轨道解析解的中间轨道方法

本文给出了一组不仅能用于卫星轨道计算，同时也能用于导弹自由飞行轨道的中间轨道计算公式。引组公式的解与二体问题解有很好的可比性。由于导弹轨道与卫星轨道有很大不同，故计算中的各使用常数的取值范围也有很大不同。     

超远程火箭弹道设计研究

根据射程,运载火箭一般可分为近程、中程、远程和洲际运载火箭,射程超过地球周长一半的火箭一般称为超远程火箭.当前,超远程火箭的弹道方案主要采取高弹道、部分轨道等技术,具体实现方案包括直接飞行、弹道主动段机动飞行、弹道被动段机动飞行、近地圆轨道机动飞行、近地椭圆轨道机动飞行等 5 种技术方案.对方案可行性及方案选择的判断依据进行研究,分析各技术方案的弹道特点,并与标准洲际射程参数进行对比,为超远程火箭的弹道技术方案的选择提供了借鉴.     

基于弹道仿真的杀伤区计算

以预定制导规律飞向设定目标的导弹弹道仿真入手,定量分析出满足拦截命中约束条件的弹目遭遇点,并建立杀伤区数据库。分析防空导弹飞行弹道特性与杀伤区指标的相关性,基于simulink模拟典型目标运动,以满足命中条件的导引段弹道轨迹为主体进行系统建模。并以比例导引率弹道为例进行攻防对抗仿真演练,得到具体目标的杀伤区指标体系,对武器效能评估有重要意义。