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相似文献
 共查询到20条相似文献,搜索用时 109 毫秒
1.
针对探月返回器再入演示验证试验,提出火箭加上面级的发射轨道设计方案,由上面级两次点火工作满足返回器分离点的轨道参数要求,进而模拟返回器再入条件。采用这种轨道方案,任务飞行时间由原方案的10天缩减为28 h,降低了任务复杂程度,为模拟探月返回器再入条件提供了另一种可供选择的方案。  相似文献   

2.
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.  相似文献   

3.
本文较详细地分析了空间飞行器以第一宇宙速度返回大气层时运动方程的初值问题,从而引出再入轨道走廊的概念,给出一些影响可返式空间飞行器总体设计参数的部份判据。本文涉及到再入时的力学环境,可供往返型宇宙飞行器总体设计、返回轨道选择参考。  相似文献   

4.
据航天飞行在线网站2011年11月9日报道,NASA与洛.马公司签署了价值3.7亿美元的长期合同,于2014年使用德尔它4H火箭进行猎户座载人探测飞行器的无人轨道飞行试验。届时,德尔它4H火箭将把猎户座载人探测飞行器发射至最远距离地球8047 km的椭圆形轨道上,猎户座将绕地球飞行2圈,预计飞行时间为6个月左右。之后,将以3219 km/h的速度再入大气层。  相似文献   

5.
月球探测器转移轨道特性   总被引:1,自引:0,他引:1  
利用双二体模型分析了发射月球探测器的有关轨道特性;对地月转移轨道是否与白道共面两种情况作了讨论;阐述了探测器在地月空间飞行的几何关系和原理;并给出了部分计算公式.通过数字仿真,得到了一些有用的结论.计算结果表明,探测器到达月球影响球边界上的位置(入口角λ1)的选取,不仅可以决定发射月球探测器所需要的总速度,也可以决定总飞行时间.  相似文献   

6.
通过分析X-37B项目形成发展的历史,说明了在轨机动能力一直是美国军方对空天飞机的主要追求,这种能力是使它成为太空武器平台的核心技术.剖析了X-37B的轨道机动机构、气动外形、可能的复合机动变轨方式以及影响在轨时间的诸因素.指明了返回再入大气后X-37B没有作战能力.  相似文献   

7.
针对亚轨道飞行器(SRLV)应急返回任务,在分析不同故障时段所具有的飞行特点的基础上,提出一种发动机推力常值损失下应急大气上升段飞行程序设计方法.该方法采用随动压变化的正攻角设计方案用于故障后飞行程序设计,使得不同故障时刻SRLV均能够安全到达低动压环境.仿真结果表明,不同故障时刻,该方法均能够在满足弯矩约束、攻角限制的情况下使得故障飞行器安全到达预定高度,为后续应急返回机动飞行提供了有利的飞行条件.  相似文献   

8.
作为低成本飞行的气动力辅助变轨是当前和未来的空间和星际探测任务的一个重要策略。基于最优变轨的精度、稳定性和鲁棒性的要求,促进了大气飞行的制导发展。尽管最优变轨要遵循性能指标、控制余度或性能和控制余度的组合指标要求来进行,但是实际上可把变轨弧段分成两部分,再入后可采用平衡滑行,以获得最佳性能要求;逸出前的弧段则采用升力降的轨道,可增大逸出后近地点的高度,而使在希望到达的远地点的速度冲量最小。按照这种升力调制控制原则,讨论了3种制导方法:即预测校正法、显式制导法和能量控制器法,它们都可以有效地实现最优变轨的控制。  相似文献   

9.
低温上面级滑行段的推进剂管理(续)   总被引:1,自引:1,他引:1  
介绍低温上面级的推进剂管理方法、落塔试验、飞行试验和流体动力学数值模拟.重点讨论半人马座连续推力控制和间断式推力控制的管理方法.多次启动与长时间轨道滑行是国外低温上面级的共同特点,间断式推力控制目前是基本的推进剂管理方法.对于连续推力控制,不应该简单地按照线性放大因子确定沉底段推力值;保持段推力值应根据干扰确定,不存在临界B0数.利用航天器分离后的运载火箭进行推进剂管理试验的方法值得借鉴.  相似文献   

10.
低温上面级滑行段的推进剂管理   总被引:2,自引:1,他引:2  
介绍低温上面级的推进剂管理方法、落塔试验、飞行试验和流体动力学数值模拟.重点讨论半人马座连续推力控制和间断式推力控制的管理方法.多次启动与长时间轨道滑行是国外低温上面级的共同特点,间断式推力控制目前是基本的推进剂管理方法.对于连续推力控制,不应该简单地按照线性放大因子确定沉底段推力值;保持段推力值应根据干扰确定,不存在临界B0数.利用航天器分离后的运载火箭进行推进剂管理试验的方法值得借鉴.  相似文献   

11.
月球基地工程研究进展及展望   总被引:4,自引:0,他引:4  
月球基地的建设是未来深空探境分析的基础上,结合已有研究成果,对其设计、建造理念和关键技术方案进行了总结,并对其未来发展方向进行了展望.最后,提出了适合未来月球基地建设的战略目标和建设思想.  相似文献   

12.
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。  相似文献   

13.
对月球软着陆接近段的最优开关制导律进行了研究,并对飞行轨迹进行了分析。在接近段近乎垂直下降的基础上,利用最大值原理获得了最优开关制导律,并根据实际飞行情况采用质量不变假设,从而得到了开关切换量的解析形式,利于星上计算和控制。最后,对不同制动力、下降速度和下降角等因素影响下的飞行轨迹进行了仿真分析,得到了一些有意义的结论,同时证明了该制导律的有效性。  相似文献   

14.
介绍了国内外月球探测的历史、现状及发展趋势,分析了我国当前的技术基础,提出了我国月球探测的初步技术方案及设想。  相似文献   

15.
月球探测器返回具有再入速度大,动力学耦合剧烈以及误差作用明显的特点。利用标准弹道法研究了低升阻比月球探测器的再入制导问题。得到2 000 km和3 000 km航程的标准弹道;讨论了基于时间变量进行增益反馈的制导方法,给出2 000 km航程下的最大单项误差仿真结果,并针对两种航程进行了Monte-Carlo抽样。考虑到时间积分模式不能全面的采集关键点信息,引入能量作为标准弹道的离散量;针对有初始速度偏差时标准弹道与实际弹道初始能量不一致的情况,提出能量比例尺的概念,很好地解决了能量匹配的问题。Monte-Carlo仿真表明:基于能量的标准弹道法精度明显提高,2 000 km航程下纵程偏差在10 km以内,3 000 km航程基本控制在30 km以内。  相似文献   

16.
为了解决运载火箭末级小推重比情况下最优弹道设计的问题,达到火箭入轨速度损失更小、消耗推进剂更少的目的,采用更加准确的线性引力场模型,通过简化偏航程序角和协态变量,将真空飞行段最优推力方向转换为含有5个约束条件的两点边值问题进行求解,进而通过积分运动方程得出最优弹道。此外,结合运载火箭飞行的特点对迭代初值进行了研究,提出了协态变量和火箭飞行时间初值的设置方法,并归纳出基于线性引力场的运载火箭全程飞行弹道设计思路和设计流程。仿真结果表明:在正常推重比情况下该方法与传统方法的设计结果吻合,俯仰程序角基本呈线性变化; 在给定的小推重比情况下,该方法速度损失更小,相比传统设计方法和迭代制导仿真可分别节省推进剂2.9%和2.1%,同时俯仰程序角已不能按线性化规律来设计。该设计方法具有较好的收敛性能和优化效果,对小推重比情况下的弹道设计具有良好的适应能力,可应用于运载火箭上升段全程弹道设计,也可为运载器在线轨迹规划等提供新思路。  相似文献   

17.
研究了重复使用运载器(RLV)末端区域能量管理段(TAEM)三维制导轨迹在线推演算法。根据RLV当前动压、位置和航向,规划动压参考剖面和横侧向参考轨迹,采用基于高度的质点动力学方程在线推演出满足过载、动压约束以及终点动压、位置和航向要求的三维轨迹。横侧向参考轨迹规划分为2个阶段,即消除横向位置误差兼顾减小纵向位置误差阶段和消除纵向位置误差阶段,提出了组合使用3种模态消除纵向位置误差的新方法。对于三维轨迹推演,提出了采用航迹倾斜角补偿法二次推演三维轨迹的新算法,修正终点位置误差超过自动着陆(ALI)容许范围的三维制导轨迹,使误差进入容许范围。仿真计算结果显示,该三维轨迹在线推演算法具有快速、准确、对初始点位置和航向分布鲁棒性强的特点。  相似文献   

18.
主动段弹道设计及优化对提高固体运载火箭运载能力具有重要的意义.提出两种有利于工程实现的主动段俯仰程序角设计方法,分别为末级一次开机方式和末级两次开机方式.基于遗传算法与序列二次规划法组成的复合优化算法,实现了两种程序角对应的弹道优化仿真计算,并进行对比分析.仿真结果表明采用末级两次开机的方式可有效提高火箭运载能力.  相似文献   

19.
梁欣欣  王惠  姜威 《弹道学报》2022,34(1):17-21
升力式飞行器助推段弹道设计面临着复杂大气飞行环境下多约束耦合条件下的运载能力优化难题,需要在满足分离高度、攻角量值与变化率限幅、入轨点高度与倾角等约束下,通过设计助推段程序角,使得入轨点速度最大。为了寻求一种快速解决这一问题的工程设计方法,以三级固体运载器为研究对象,提出了升力式飞行器助推段多约束弹道设计方法,通过设计助推段弹道模式制定了设计变量,梳理确定了助推段约束条件,建立了多约束下以入轨速度最大为目标的优化模型。通过分析设计变量与约束条件的耦合关系制定了高效的优化流程,并以牛顿迭代法确定优化初值,且以序列二次规划法开展优化仿真。仿真获得了满足多约束条件下的优化解,入轨速度提高了3.1%,验证了升力式飞行器助推段弹道设计方法的正确性和优化求解流程的有效性。升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计方法具有较强的工程实用性,模型建立方法与优化求解流程可为其他优化问题提供参考。  相似文献   

20.
微小型航天着陆器技术初探   总被引:10,自引:1,他引:9  
详细介绍了国外航天着陆器的应用情况,并对月球着陆器着陆速度进行了计算。在对着陆缓冲装置进行分类的基础上,给出了在地球表面模拟微重力的几种常用方法。应用ADAMS机械动力学仿真软件,建立了机械缓冲式月球着陆器三维实体模型。在月球微重力环境下对该模型进行了动力学仿真。  相似文献   

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