使用遗传算法和B平面参数进行月球探测器地月转移轨道设计

通过遗传算法和B平面参数对月球探测器地月转移轨道进行了设计和计算，计算结果表明，结合遗传算法和B平面参数可以很好地解决探月轨道搜索的全局性和快速收敛性问题。     

相位环地月转移轨道研究

在第2阶段探月活动中，一种新型的地月转移轨道－相位环轨道得到了广泛应用，这种轨道可以提高探月任务的灵活性，并能够减少轨道修正所需的速度增量，文章对相位环轨道的基本知识，优缺点以及相位环轨轨道对于转移轨道入轨误差的修正能力和途径进行了探讨，同时对Hiten和DSPSE探月计划的转移轨道设计思想以及实际飞行中的一些问题进行了阐述。     

月球基地工程研究进展及展望

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.     

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.     

基于标准弹道的月球探测器再入制导方法

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。     

日-地系拉格朗日点任务及其转移轨道设计方法

绕日-地系拉格朗日点的深空探测任务越来越多,这些任务的目标轨道一般为Halo轨道或Lissajous轨道.介绍了3种从地球停泊轨道出发到拉格朗日点的转移轨道设计方法,并进行了对比.最后以Az=-800 000 km的Halo轨道为例,验证了直接转移轨道设计方法的有效性.     

转移轨道级的模态测试

转移轨道级是一个把航天飞机有效载荷转移到高地球轨道或星际轨道的上面级。为了进行耦合载荷分析需要对转移轨道级有限元模型进行试验验证。这个模型必须满足航天飞机边界条件。这些条件在各平动方向制约五个界面耳轴。由于转移轨道级尺寸以及设计、制作一个能代表航天飞机边界条件的夹具所需的费用与时间等原因,应用模拟自由一自由结构试验。由于未使用耳铀,测出0～50Hz自由-自由振型的相关度不能使耦合载荷分析模型完全有效。为了使这部分模型有效,选择残余柔度法。这个方法测出航天飞机边界条件所有约束位置的频响函数。尔后调整有限元模型,使之与自由一自由振型和剩余柔度项一致。本文介绍了剩余柔度法与模态试验结果,并描述了相关过程和获得有效载荷模型的方法。     

电磁炮轨道几何尺寸特性分析及优化设计

针对现有文献对电磁炮轨道几何尺寸特性分析及优化设计研究的不足,建立了电磁轨道炮系统仿真模型,并对该仿真模型进行了验证;基于此模型分析了轨道几何尺寸变化对电枢出口速度及出口动能的影响,然后利用遗传算法以电枢出口动能为目标函数对轨道几何尺寸进行了优化设计。分析结果表明:电枢出口速度随轨道宽度、轨道高度及轨道间距的增加而减小,电枢出口动能随轨道宽度、轨道高度的增加而减小,随轨道间距的增加先增大后减小;通过对轨道几何尺寸进行优化设计,在一定程度上缩短电枢的出膛时间以及提高电枢出口动能。     

用于轨道转移飞行器的RL10衍生发动机

衍生的 RL10发动机能够满足轨道转移飞行器对主推进系统的要求,并且其研制计划的风险小、费用最低。RL10产品改进计划正不断提出改进该发动机的技术,办法是增加多态推力,提高混合比和增加可延伸喷管。除了已证实的 RL10的能力和可靠性外,上述一些已经在产品改进计划方案中得到证实的性能使该发动机明显地可作为轨道转移飞行器推进系统的预备发动机。普莱特-惠特尼公司根据美国航宇局路易斯研究中心的合同 NAS3-22902和 NAS3-24238正在执行此项RL10产品改进计划。     

轨道转移飞行器动力系统方案选择分析

动力系统是轨道转移飞行器的重要分系统之一,为飞行器提供速度增量,实现变轨、姿态控制等功能。为优化飞行器总体性能,首先对挤压式和泵压式动力系统进行比较分析;然后在总冲、尺寸等约束条件下,分别建立两种系统贮箱、气瓶、发动机等组件的质量预估模型;最后以某空间碎片主动清除飞行器为例,分析了两种动力系统的总质量随总冲的变化规律,为飞行器动力系统的方案选择提供设计依据。     

火箭脉冲矢量控制弹道特性分析

针对某近程单兵火箭弹的脉冲控制问题．建立了有控弹道模型。研究了脉冲矢量控制下的飞行弹道特性,分析了脉冲个数、大小、布置位置、转速及脉冲工作时间对弹道修正能力的影响．并给出了脉冲矢量控制方案设计时应注重的要点。分析结果为近程火箭弹的脉冲控制设计提供了一定的依据。     

运载火箭助推器分离后的姿态和轨迹分析

运载火箭助推器分离后的姿态和轨迹对于助推器着陆区域确定以及回收系统设计十分重要,研究分析助推器姿态和轨迹的关键在于确定助推器分离后的气动特性。由于助推器分离后在稀薄大气环境条件下自由飞行,国外往往通过风洞试验方法来模拟助推器的气动参数。采用一种基于粘性绕流和细长体理论的工程算法来计算助推器分离后飞行的气动参数,并将气动数据用于助推器的飞行动力学模型,分析助推器分离后的姿态和轨迹。仿真结果表明,该仿真模型可以客观反映助推器的飞行特性,为运载火箭助推器回收应用提供一定的技术支持。     

增阻式一维弹道修正机构设计与气动特性分析

为提高一维弹道修正弹修正能力,提出并设计一种新型的一维弹道修正机构。以旋转稳定弹为研究平台,在美式M2A1型105 mm口径榴弹上加装阻力修正机构,利用Adams和Fluent仿真软件对修正机构工作过程进行数值仿真,初步验证了该机构设计的可行性。研究结果表明：机构展开前后阻力系数比为2.2左右,动作一致性好,展开过程迅速且稳定可靠,满足对一维弹道修正能力的要求。可为一维弹道修正机构的进一步设计和实际应用提供帮助。     

陆基弹道式反辐射导弹的几点构想

分析了反辐射导弹在现代电子战中的重要作用, 阐述了发展弹道式反辐射导弹的必要性, 并就反辐射导弹打击目标的选取、制导方式和战斗部等设计论证内容提出了建议.     

火星探测最优小推力变轨

对基于二体模型下的小推力探测器轨道优化问题进行了研究,从仿真结果可以看出,优化推力比水平推力明显节约燃料;对于火星捕获轨道优化点初值的选取,给出了一种简便易行的逆向设计思路.     

螺旋再入弹道特性分析

针对螺旋再入弹道低空发散问题,提出一种减小弹头落点侧向位移的工程方法.通过仿真计算,研究了螺旋再入弹道的飞行规律、特点以及落点精度等问题.仿真计算表明,该方法是可行的,能够有效减小落点的横向偏差.结果表明,螺旋再入弹道的机动能力与升力系数密切相关,升力系数越大,螺旋弹道机动能力越强,其纵向射程相对弹道式再入弹道偏小.     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑.该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算.计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于1...     

带微型扰流片的尾翼弹飞行弹道仿真

为了研究微型扰流片的控制机理及控制效果,以某带微型扰流片的尾翼弹为研究对象,从动力学角度分析微型扰流片动作对尾翼弹飞行弹道的影响,建立了该类弹箭的六自由度飞行动力学模型并进行了飞行弹道数值仿真;不同速度条件下扰流片对弹箭侧偏和射程的修正结果表明：在弹箭飞行过程中某一个时刻启动微型扰流片后,弹箭的飞行姿态可以发生较大的变化,从而改变其飞行轨迹,达到弹道修正的目的。     

基于弹道解算的目标数据装定系统

针对GPS/INS弹道修正弹射击诸元装定的需要,设计一种基于弹道解算的多功能装定系统.该系统以TI公司的DSP为主控芯片,实现弹道解算、人机交互、指令和数据的收发以及星历和射击诸元数据的存储等多项功能.系统的软件算法核心以3维质点弹道模型为基础,采用牛顿插值法拟合射程修正量与阻尼器展开时刻的关系式,利用差商的方法确定多项式系数,最后采用二分法完成对阻尼器展开时刻的计算,实现对弹载系统的修正指令预装定.实弹试验结果表明:设计的装定器工作稳定,运行流畅,控制方便,能满足修正单射击诸元装定等功能,可为各类相关试验提供基本需求保障.