载人飞船再入大气层的最优轨迹与制导研究

研究了载人飞船以弹道－升力方式再入大气层的最优轨迹和最优反馈增益的基准轨道制导法，组合快速预报法，对两种制导法进行了比较，从而得出了几个重要结论。     

神舟二号飞船顺利发射升空

北京时间2001年1月16日19时22分，神舟二号无人飞船在绕太空飞行近7昼夜，环地球108圈，完成了预定的空间科学和技术试验任务之后，在内蒙古中部准确返回着陆。这标志着我国载人航天工程第2次飞行试验再次取得了成功。 　　神舟二号无人飞船是北京时间1月10日1时零分从酒泉卫星发射中心升空的，10 min后飞船成功进入了预定轨道。这是我国载人航天工程继1999年11月20日首次成功发射神舟一号试验飞船后第2次飞行试验。按照研制计划，我国将发射多艘无人飞船，然后实施载人飞行。 　　神舟二号飞船是第1艘正样无人飞船，飞船技术状态与载人飞船基本一致。飞船由轨道舱、返回舱和推进舱3个舱段组成。与神舟一号相比，神舟二号的系统结构有了新的扩展，技术性能有了新的提高。神舟二号飞船是由中国航天科技集团所属中国空间技术研究院和上海航天技术研究院为主研制的。 　　神舟二号在轨运行期间，北京航天指挥控制中心统一调度和指挥分布在三大洋的4艘远望号航天测量船及各有关地面测控站，对飞船进行了持续跟踪、测量与控制，向飞船发出了一系列遥控指令和控制数据，确保飞船在太空成功实施了太阳能帆板展开、轨道机动、姿态确定等数百个动作。飞船在运行期间主要进行了材料科学、生命科学试验及空间天文和空间环境探测。飞船上的60余件试验仪器设备性能稳定，工作正常，获取了大量宝贵试验数据和科学资料。1月16日18时33分，当环绕地球运行最后一圈的神舟二号飞临南大西洋海域上空时，在那里待命的远望三号航天测量船向其发出了返回命令。飞船随即建立返回姿态，返回舱与轨道舱分离，制动发动机点火，开始从太空向地球表面返回，在内蒙古中部草原着陆。 　　发射神舟二号飞船的长征二号F运载火箭是中国运载火箭技术研究院为载人航天工程研制的新型捆绑式大推力火箭。为适应载人航天的需要，长征二号F火箭除了进一步提高箭体结构、动力系统、控制系统和遥测系统的可靠性外，还增加了故障检测系统，以提高载人航天的安全性。这次发射是长征系列火箭的第65次飞行，也是我国自1996年10月以来连续第23次成功发射。 　　另外，飞船的轨道舱与返回舱分离后继续在太空环绕地球飞行。在地面测控网的支持下，轨道舱很快建立了正常的工作模式，舱内的电源、姿控、测控、数据管理等系统全部工作正常，舱载科学探测仪器已正式运行。 (雨田　供稿)     

自适应制导控制系统的设计与仿真研究

针对某型导弹控制系统，通过自适应控制理论的应用，介绍了一种自适应制导控制系统的构建方法。仿真研究结果表明自适应制导控制系统具有良好的性能指标和抗干扰能力，自适应方案在控制系统中应用是有效的。     

新型中型运载火箭控制系统架构及发展

新型中型运载火箭是为载人空间站工程发射货运飞船而全新研制的高可靠运载火箭,肩负着长征火箭更新换代以及向航天强国迈进的历史重任。对国内外运载火箭控制系统架构进行了回顾,介绍了长征火箭近年来的发展,分析了美国和日本主力和在研运载火箭控制系统架构的特点,对新型中型运载火箭控制系统整体架构进行了论述,总结了控制系统架构的更加优化、功能更加合理、控制方法更加智能。对下一代运载火箭控制系统架构的发展趋势进行了展望。     

适应航天发展需要 着力培养高素质专业技术人才

中国航天科技集团公司作为国有特大型企业，主要承担运载火箭、卫星、载人飞船等宇航产品以及战略战术导弹的研制、试验、生产任务。在举世瞩目的神舟六号载人航天飞行活动中，航天科技集团公司承担着长征二号F火箭和“神舟六号”飞船的研制工作。2005年10月17日，随着中国两名宇航员从“神舟六号”飞船返回舱的走出，我国第一次真正意义上有人参与的空间科学实验活动获得圆满成功，标志着我国在发展载人航天技术方面取得了又一个具有里程碑意义的重大胜利。     

苏联打算用秘密载人飞船来加速空间材料试验

苏联正计划将其从前保密的载人飞船设计转化为不载人的材料加工卫星,以此作为赶超美国/欧洲太空加工技术主要行动的一部分。苏联的飞船类似美国载人的“双子星座”飞船的设计,已发射并从轨道上回收过三次。这三次飞行均无宇航员,但飞船上配有两个宇航员座位及生命保障系统,目的是试验飞船的载人能力     

导弹制导控制系统一体化设计方法研究综述

导弹制导控制系统一体化设计是将导弹制导与控制回路合为一个回路,根据弹目相对运动直接得到控制指令,进一步提高制导控制精度。综述了近年来导弹制导控制系统一体化设计方法的国内外研究进展,对其优缺点进行了研究和总结,并分析了导弹制导控制一体化设计面临的主要问题以及发展趋势。     

航天飞机爬高段的制导和控制

本文综述了航天飞机爬高段制导和控制系统的设计。文章概述了航天飞机在第一阶段、第二阶段和入轨的制导、导航、飞行控制和分离性能。为了描述爬高段制导和控制系统的主要状态和结构,本文还介绍了制导和控制系统的硬件和软件方块图、程序和时间基准信息。     

国外航天飞机和空间站的研制经费

美苏等工业国家早已开始竟相发展空间技术,25年来(1961～1983年)在空间开发和应用上耗资4000亿美元。其中,美国利用土星等四种类型运载火箭,1964年发射了第一颗对地静止通信卫星,1966年首次实现轨道对接,1969年宇航员第一次登上月球,1981年进行第一次可重复使用型载人飞船飞行等共耗资1400亿美元;苏联利用质子号等六种运载火箭,1957年发射了第一颗人造地球卫星,1961年进行了第一次载人空间飞行,1982年4月又发射了新     

逆向FTF 方法在制导弹药故障分析中的应用

为解决末制导炮弹控制系统失效的问题,提出一种用于末制导炮弹控制系统可靠性分析的逆向FTF 方法。 根据控制系统构和原理,在综合FTA 和FMECA 方法的基础上,利用逆向FTF 法对末制导炮弹进行了故障分析,通 过对控制系统底事件进行FMECA 分析,确定其失效原因、失效影响和严酷度等级,得出末制导炮弹控制系统故障 的关键故障模式。研究结果表明：该方法具有一定的实用性,可为末制导炮弹控制系统的改进及炮弹延寿工作提供 参考依据。     

机动再入飞行器神经网络闭路初制导研究

解决有限推力模型的再入飞行器初制导问题,利用传统开环控制的关机方程达不到要求的精度.提出了一种前馈反馈神经网络闭路初制导律.利用遗传算法生成能量最省轨迹,作为神经网络训练样本,利用遗传算法离线训练前馈三层BP网络,构成前馈神经网络控制器.状态反馈控制器采用在线神经PID控制器.仿真结果表明,该闭路初制导能够完成有限推力情况下的再入初制导任务,对初始位置误差、推力方向偏差和测量误差不敏感,具有一定的鲁棒性和适应性.     

航天器再入轨迹与控制进展

本文系统地总结了航天器再入轨迹与控制的最新进展，从９个专题对取得的研究成果，存在的问题及发展趋势作了分析，这些专题是最优再入轨迹计算与控制问题的提出及意义，再入飞行轨迹的性能指标，最优再入轨的近似计算与精确数值解，再入制导与控制系统。各类最成气动辅助变轨问题，航天器的组合导航系统，小型再入体的学特性及控制问题，再入飞行中的突防与拦截问题，一些再入问题的相互关系等。     

国外中继卫星系统发展与应用分析

中继卫星系统在空间信息系统中扮演越来越重要的角色,分析了现有中继卫星系统的发展现状,阐述了中继卫星在航天器发射和运行、载人航天应急救生、巡航导弹作战、侦打一体化无人机作战等领域的应用价值,探讨了未来中继卫星的发展趋势。     

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.     

一种再入机动弹头最优制导律研究

利用最优控制理论及非线性控制理论中的精确线性化方法．将再入机动弹头方向控制方案设计问题转化为线性系统综合问题．无需作任何简化假设，推导方式更为简单．为再入弹头的机动方式提供了一种新方法．仿真表明推导出的制导律可行。     

CZ-2F火箭遥测仿真系统

CZ-2F火箭遥测仿真系统作为地面逃逸判决软件的测试系统已经成功地应用在载人航天工程首次载人飞行任务中.本文对遥测仿真系统的研制原则、研制任务和系统硬件结构、软件结构及软件、系统功能、系统特色等方面进行了介绍.     

载人航天器深空自主导航

讨论了栽人航天器深空自主导航的作用，介绍了阿波罗8号飞船自主导航系统的设备，算法及其历史性的实践。     

空间运输系统模块化方案设计

由于不同航天器功能不同,其平台构型和产品组成均不相同,货物运输航天器由于货物种类不同,也难以通过单一平台实现,空间运输航天器在研制成本、研发周期和可靠性方面劣势明显;针对上述情况,汲取美国、欧洲、日本、俄罗斯空间运输系统的模块化设计思想,在分析空间飞行器对载人往返运输、物质补给运输多任务需求的基础上,提出在当前飞行器基本构型上发展系列空间运输航天器的思路;开展了该系统的标准模块、标准舱段的识别,提出了满足不同功能和性能的载人运输、物资运输、可返回运输等任务的模块配置和舱段组合方案,目前已初步应用于某型号航天器研制工作,可实现降低成本、缩短研发周期、提高可靠性的空间运输。     

再入飞行器攻击慢速活动目标的制导方案研究

研究了再入飞行器攻击海上慢速活动目标的制导方案。首先介绍了目标的初始侦察定位系统 ;然后对再入飞行器攻击活动目标可以采用的导引头以及高空探测系统进行了分析 ;最后对再入飞行器降弧段的制导规律进行了研究。针对目标的最大逃逸范围 ,提出了高低空复合制导方案 ,仿真结果表明方案是可行的