基于级间设计的人机联合探月方案

基于登月飞行器的级间组合设计方法对载人登月飞行器的构造进行设计,在级间方案的论证中分析了不同组装模式对运载火箭能力的需求,建立了航天员和机器人联合探测的载人登月方案。级间组合方法可为应转移飞行器和登月飞行器设计提供另一种思路,本文根据飞行器级间的不同组合方式对登月飞行器的质量规模进行了初步估算,并对比了不同飞行方案对运载火箭能力的需求,研究可为我国首次载人登月任务方案提供参考。     

更远、更陕、更大众 世界载人航天活动的发展趋势

目前,美国、俄罗斯等国都把载人航天的目标瞄准了月球、小行星和火星。为此,首先要研制出发射深空载人飞船的重型运载火箭。载人登月飞船一般需在50吨以上,而且其奔月时的速度要求为10．9千米／秒,因此必须用近地轨道运载能力在60～120吨的重型运载火箭才能发射,发射载人小行星或火星飞船则需要运载能力更大的重型运载火箭。当年美苏竞争载人登月时苏联之所以败给美国,     

近地一次环月两次交会的载人登月任务规划

针对近地一次环月两次交会的载人登月任务飞行阶段多、周期长、约束复杂,导致各阶段飞行窗口与轨道衔接匹配复杂的难题,提出分层分解、正逆向结合的全任务标称飞行窗口与轨道衔接设计策略。介绍近地一次环月两次交会的载人登月任务飞行模式特点和应用前景,假定任务基本需求与工程约束,仿真验证所提方法的有效性,可以快速规划出近地一次环月两次交会的载人登月任务飞行轨道与窗口。     

混合不确定条件下的飞行器级间分离可靠性分析

为量化飞行器级间分离过程随机不确定性和认知不确定性的综合影响,结合概率和区间理论混合模型特点,提出了一种基于随机和区间理论混合模型的飞行器级间分离可靠性分析方法。面向高超声速飞行器分离任务需求,建立分离动力学仿真模型,针对级间分离结构的几何特点,设计了一种快速碰撞检测方法,进而构建了分离任务的可靠性分析混合模型。通 过将该模型转化为随机可靠性分析的无约束优化问题,考虑分离过程中复杂外力及力矩导致功能函数高度非线性的特点,利用高效全局优化和主动学习Kriging方法实现无约束优化问题高效求解。结合实例表明,该方法能够准确描述混合不确定性因素对飞行器分离过程的影响,给出了飞行器分离任务可靠性区间,可为飞行器分离方案的精细化设计提供决策支持。     

美国登月背后的间谍战

1961年5月,美国总统肯尼迪宣称,力争十年内把美国人送上月球并安全返回地面。随后,苏联也制定了载人登月计划,并暗中紧锣密鼓地进行。美国人唯恐在载人登月方面被苏联超过,于是,美国情报机构就开始搜集苏联实施登月计划的情报,由此开始了长达30年的登月情报间谍战。     

载人登月着陆窗口与定点返回轨道耦合设计

对于月面中高纬度着陆且定点返回地球中高纬度着陆场的载人登月任务而言,月面着陆窗口与定点返回轨道设计存在耦合关系,这是工程任务面对的关键技术之一。针对任务背景及约束条件,建立月面着陆窗口与定点返回轨道求解数学模型;通过数值求解着陆窗口与返回轨道参数规律,并从空间几何关系分析耦合机理;以2025年载人月面虹湾探测为例,给出了着陆窗口与定点返回轨道求解流程及验证算例。计算结果经商业软件STK校验正确,表明该方法是一种简捷精确的载人登月任务规划方法,可在未来载人登月工程任务规划时直接使用。     

载人登月自由返回轨道与Hybrid轨道设计方法

对自由返回轨道与Hybrid轨道的设计方法进行了研究。应用分段受摄的高精度动力学模型,设计了搜索变量、约束条件与微分修正搜索算法,搜索得到了自由返回轨道标称轨道,并使用STK软件对其进行了验证与三维仿真,最后对误差传递情况进行了分析。Hybrid轨道由自由返回与非自由返回轨道组合而成,文中给出了一条典型的Hybrid轨道设计过程,并对其优缺点进行了简要分析。文章所述方法与结论可应用于载人登月任务轨道设计,也可应用于嫦娥后期工程和搭载发射的微型月球探测器的轨道设计。     

基于双二体假设的载人登月混合轨道特性分析及设计

混合轨道是载人登月轨道的重要类型之一。利用混合轨道的组成特点,提出在双二体假设下以自由返回轨道为基础的混合轨道计算方法。主要对混合轨道的特性进行分析,给出混合轨道在能量消耗和飞行时间等方面的特性。在涉及月球运动的计算时,考虑月球运动的非圆性,对传统双二体假设略作修改。给出混合轨道的设计实例,仿真结果验证了本文提出方法的有效性。     

苏联载人登月计划失败的教训

美苏载人登月竞赛是20世纪下半叶世界政治史、军事史及科技史中一个影响深远的事件。考证苏联载人登月计划的夭折史,多年来一直深深地吸引着冷战史学者的关注,如今,伴随着越来越多的底层研究文献的揭示,相关真相也逐渐清晰地浮出了水面。     

一种可水下发射飞行器的总体结构规划方法

可水下发射飞行器的运动牵涉气、水两相介质.为了研究其总体结构的规划方法,从可水下发射飞行器的任务需求出发,对其整体运动过程进行了分段运动特性分析,结合模块化设计思想,提出了一种可水下发射飞行器的总体结构规划方法.依据运动特性对可水下发射飞行器的总体功能进行分解,并选取不同子功能模块构建总体结构规划方案,给出了可水下发射飞行器的运动过程分析示意图和功能模块框图.对可水下发射飞行器的总体结构规划提供了一种有效的设计思路.     

坚持走自主创新之路 创建国际一流宇航公司

中国航天科技集团公司继承和发扬“两弹一星”精神、载人航天精神,坚持走自主创新的道路,不断加大体制创新、机制创新、制度创新和技术创新力度,在运载火箭、人造地球卫星、载人航天飞行器、深空探测飞行器以及航天民用产业等领域,正在朝着创建国际一流宇航公司的目标迈进。     

南亚雄狮飞天梦——崛起的印度航天工业

2003年伊始,就在我国“神舟”四号飞船成功发射与顺利返回之际,印度空间研究组织负责人克里希纳斯瓦米·卡斯图里兰甘于元月4日对外宣称:印度将在2005年到2015年期间实施一项载人登月计划,不久将对该计划进行审核,并将首先开展环绕月球的无人飞行任务。     

基于运载能力评估的固体运载火箭推力向量控制方案比较

从对运载能力影响角度开展固体运载火箭发动机推力向量控制系统比较分析研究。设计了三种采用不同发动机推力向量控制系统的多级固体运载火箭方案,将增广乘子法与共轭方向法相结合,对固体运载火箭上升段弹道进行了优化设计,给出运载能力评估结果。研究表明,起飞质量均为50 000kg,目标轨道均为300km太阳同步轨道时,采用栅格舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,比采用燃气舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,运载能力提高70kg,比各级固体发动机全部采用摆动喷管控制方案,运载能力提高115kg,为固体运载火箭总体方案论证提供理论依据。     

高超声速飞行器组合导航体系效能评估

集合当今世界高精尖端技术的高超声速飞行器,单一或简单的组合导航方式已经无法保障其高超声速全球到达的飞行任务。研究了一种INS\GNSS\CNS组合导航体系方案,与典型的INS\GNSS组合导航系统方案相比较,并采用改进的贝叶斯法融合算法对这两种导航方案进行综合效能评估。结果证明,该评估方法切实可行,便于计算应用,证实了INS\GNSS\CNS组合导航体系保障高超声速飞行器作战能力更强。     

先进上面级火箭地面测发控系统一体化设计与实现

针对新一代运载火箭先进上面级对测发控系统一体化的需求,从地面测发控系统的系统功能、结构及信息处理3个方面对先进上面级测发控系统的体系结构和软件结构进行了一体化设计;详细阐述了系统组成,并对设计方案中的可靠性、实时性和多通道采集等关键问题进行了详细的分析与解决。实际应用表明:系统具有较高的有效性和可靠性,可满足先进上面级对新一代运载火箭地面测试发控设备的需求。     

长征七号运载火箭首飞圆满成功

正6月25日20时整,我国载人航天工程为发射货运飞船而全新研制的长征七号运载火箭,在海南文昌航天发射场发射成功。6月26日15时41分,由长征七号运载火箭搭载升空的多用途飞船缩比返回舱,在东风着陆场西南戈壁区安全着陆。长征七号运载火箭首飞,是载人航天工程空间实验室飞行任务的开局之战,实现了"成功首飞"的预定目标,为后续任务打下了坚实的基础。这次发射,旨在验证长征七号运载火箭设计正确性和各项性能指标,考核海南文昌航天发射场系统执行任务能力,检验工程相关系统间的协调性和匹配性。同时,长征七号火箭搭载多用途飞船缩比返回舱等载荷,将开展相关技术试验。这是长征系列运载火箭的第230次飞行。     

大功率IGBT器件及其组合多时间尺度动力学表征研究综述

在提出电力电子器件及其组合多时间尺度动力学表征需求的前提下,以目前常用的全控型电力电子器件——绝缘栅双极晶体管(Insulated Gate Bipolar Transistor,IGBT)为例,系统分析并归纳了目前在IGBT及其组合多时间尺度动力学表征研究方面的进展和成果,包括作为基础的大功率IGBT及其组合多时间尺度电热瞬态建模方法、基于模型的大功率IGBT模块失效量化表征方法以及用于辅助分析的IGBT组合多速率仿真方法。此外,介绍了基于IGBT多时间尺度模型的装置应用设计案例。从建模方法、可靠性评估、仿真手段以及应用设计四个方面系统全面地阐述了大功率IGBT及其组合多时间尺度的动力学表征方法,可为电力电子混杂系统的精确设计提供电力电子器件层面的理论和技术支撑。     

运载火箭摄动制导导引系数实时计算方法

对于新型运载火箭,没有相近型号导引系数数据供参考,采用传统试探法计算量大,在制导方案初期论证中不能满足多方案快速计算的需求。在引入理想弹道剩余飞行速度概念的基础上,提出导引系数实时计算方法。本方法对当前实时状态参数和后续飞行段弹道进行了综合考虑,通过数字仿真表明导引精度高于传统常系数导引方法。由于本方法对导引能力进行了预估,因而制导指令不会剧烈变化,易于姿态控制系统的设计实现。同时,由于采用完全解析法,对箭载计算机计算能力要求几乎没有增加,易于工程实现。     

高超声速飞行器分离干扰的伴随方法分析

以大气层内高超声速飞行器级间分离过程为研究对象,采用伴随方法得到了由冲击力和气动干扰力矩引起的攻角的解析解。利用该解析解,得到了分离干扰引起的攻角的瞬时变化曲线。结果表明,在高超声速飞行器级间分离开始0.4s内,冲击力和气动干扰力矩对攻角有一定的影响,并且随干扰的增大而增大。本研究实现了预示高超声速飞行器分离过程风险的目的,对高超声速飞行器分离干扰策略的制定提供了理论依据。     

载人登月飞行

根据《阿波罗登月》计划,在1969——1972年总共要向月球派9批考察队员。其中6次总共有12名宇航员在风暴洋西边列陶鲁斯山脉东边一带地区登陆。最初的两次只有在月球轨道上飞行,而其中一次登月任务起飞发射后的第二天,由于阿波罗飞船生命保障系统中的氧箱炸裂而被迫取消。然而,这艘损坏的飞船《阿波罗13》号,仍完成了绕月飞行并安全返回地球。