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。     

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.     

简化弹道设计方法在运载火箭型号论证中的应用

针对运载火箭构型不确定、目标轨道多、最优化设计工作量大的问题,提出了一种简化弹道设计方法。通过简化动力学方程及设计变量,将构型不确定且难以建模的非线性规划问题转变为适用于多种构型且方便寻优的简化弹道设计方法。对运载火箭执行不同的目标轨道任务进行了分析,将所有的任务按照有无滑行段进行了分类,提出了针对不同任务的弹道拼接方法。采用该简化弹道设计方法对CZ-3B和Falcon9 2种不同构型的火箭实际飞行曲线进行拟合,验证了简化弹道设计方法的正确性。     

运载火箭推力故障下的弹道重构策略研究

面对发动机推力下降故障对运载火箭发射任务可靠性和安全性带来的重大挑战,研究一种基于迭代制导算法的弹道重构策略。通过预先设计救援轨道及飞行诸元、编排诸元切换策略,在完成故障识别和能力预测后,在线切换制导诸元,由迭代制导完成弹道重构,将有效载荷送入救援轨道。将其应用于某型运载火箭进行数学仿真,结果表明该方法能有效提升运载火箭控制系统对推力下降故障的适应能力、提高发射任务可靠性,且易于实现,具有较强的工程应用价值。     

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。     

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。     

适用于天基测控小范围视线角约束的运载火箭轨道优化设计

测控系统对运载火箭的约束是轨道优化设计的重要条件。随着卫星平台高度和宽度的增加,导致天基测控视线角约束越来越严苛。为保证发射大型卫星任务仍适用于天基测控,对运载火箭轨道进行优化设计,以运载能力最优为目标,迭代飞行程序角,满足天基测控小范围视线角约束条件,进而延长测控弧段。分析了运载火箭轨道优化设计对天基测控特性的改善作用。     

运载火箭发射轨道设计发展现状

对各国运载火箭发射轨道设计的现状进行回顾,对各种轨道设计工具的功能和特点进行介绍,分析了运载火箭发射轨道设计的发展趋势,为后续轨道设计技术发展提供参考.     

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...     

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。     

升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计

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...     

高超声速航天器最优再入大回转轨迹与控制

研究了飞回型可重复使用航天器以高超声速再入返回的最优大回转轨迹设计和轻制方法,分析了飞回型航天器再入中靠气动力实现轨迹大回转的关键技术,建立了最优再入的数学模型.采用极大值原理和共轭梯度法求解最优再入大回转问题.通过仿真,得到了考虑大回转的最优再入轨迹特性及其控制规律,分析了转弯开始时刻和滚转角对再入中倾斜转弯控制特性的影响规律.探讨了高超声速大回转再入的控制方法.     

最小动压约束下的全程轨迹优化设计方法

针对在包括最小动压约束在内的多约束飞行条件下的机动飞行器轨迹优化问题,建立了利用hp自适应伪谱法的飞行器轨迹优化问题求解方法.仿真分析了在无动力飞行时,最小动压约束对各状态变量的影响以及在最小动压约束下,不同分离点参数对飞行轨迹产生的影响.为提高飞行器性能指标,提出一种利用伪谱法的主动段和无动力段全程轨迹联合优化设计方...     

变后掠翼航弹滑翔弹道优化设计

为增强变后掠翼航弹的滑翔能力,研究了一种变后掠翼航弹的滑翔弹道优化设计问题.分析了变后掠翼航弹的气动特性,将弹道优化问题转化为最优控制问题,利用最小值原理,推导了滑翔段飞行距离最大的必要条件,在此基础上采用粒子群算法对攻角及后掠角进行寻优,形成了一种基于攻角与后掠角双变量控制的弹道优化设计方法.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束的条件下,双变量比固定外形和常规单变量控制的航弹射程显著提高,寻优结果符合气动特性分布规律,通过最优控制和粒子群算法优化弹道的方法是可行的.     

基于组合粒子群算法的运载火箭弹道优化设计

提出一种基于粒子群算法和方向加速法组合成的PSO-Powell算法,能进行大范围搜索,其最优解具有全局收敛性。在该算法中,对粒子群算法的参数设置进行了改进,提升了其性能,并引入增广拉格朗日乘子法处理优化问题的约束条件,提高了最优解的精度。仿真结果表明PSO-Powell算法应用于运载火箭弹道优化设计具有良好效果,可以提升运载能力,具有一定工程应用价值。     

空射运载火箭轨迹/穿越距离优化设计

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷计算模型,通过将上述模型转换为过程约束引入轨迹优化问题中,利用伪谱法对轨迹优化问题进行求解,从而实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹快速优化。在此基础上,梳理了空射运载火箭轨迹设计中影响火箭穿越距离、最大载荷的典型参数,分析了参数间的制约关系。仿真结果表明:该方法能够实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹优化,为空射运载火箭研制提供参考; 从降低火箭最大飞行载荷以及总体性能提升角度考虑,空射运载火箭应在较高高度进行投放,投放后以最大角速率将攻角调节至最大值,保证火箭快速穿越稠密大气,同时应尽可能缩短穿越距离,避免火箭在低空加速。     

固体运载火箭多约束弹道优化

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.     

一种变后掠翼导弹弹道快速优化方法

变后掠翼导弹弹道优化问题是一个复杂的多变量优化问题;为了获得变后掠翼导弹飞行弹道,利用Radau伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的射程最远弹道轨迹;选取后掠角和攻角作为优化控制变量,并通过采取一系列实时性保证策略提高算法的计算效率;仿真结果表明:该方法能够快速优化出满足性能指标和约束条件的弹道轨迹;研究结果可为变后掠翼导弹在线重构的实现提供有益参考。