摘要：通过对星舰的总体参数和气动布局进行反演建模,采用数值仿真方法,分析星舰的气动布局特点、前后翼面操纵控制策略、典型载人登月任务推演等。结果表明:星舰再入返回采用低质阻比有翼锥柱体外形设计,与传统航天飞机的返回方式不同,再入时末端速度较低,前后翼面在小、大攻角下均能实现对舰体姿态的有效控制,采用创新性的气动翼面和发动机反推组合控制技术,充分利用气动减速,实现舰体平躺再入返回和垂直降落的回收模式。经分析可知,星舰载人登月任务需发射在轨补给星舰次数偏多;采用轨道式投送方案时,星舰具备实现全球1 h快速抵达任务能力。

摘要：空射弹道式高超声速导弹是目前最接近实用的高超声速飞行器,为研究该导弹的性能采用多学科优化设计(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)技术,对该导弹设计中所涉及的学科进行集成,构建了该导弹的MDO框架,并基于此框架对导弹开展优化设计。优化结果显示了该导弹的潜在性能,同时为该导弹的改进和发展提供了依据。

摘要：火箭总体结构设计既要满足给定的技术要求,又要对后续结构详细设计阶段提供准确合理的指标。总体结构方案合理与否将影响总体方案的质量与后续设计环节的工作量。针对火箭总体设计阶段的结构设计流程进行梳理,提出了一套面向总体方案快速论证的结构快速评估与优化设计流程。并提出了与之匹配的基于梁模型的火箭通用结构快速建模方法和等效外载荷边界条件计算方法,并基于此建立了火箭总体结构快速评估与优化设计软件平台,实现自动化火箭结构校核与优化设计。实例测试表明,火箭总体结构快速评估与优化设计平台能够快速评估总体结构方案的可行性并进一步优化结构方案可让原始方案结构质量减轻20%左右,具有一定的准确性与实用性。

摘要：随着人类探索太空的步伐愈加深入,利用多星组网进行深空探测的多目标轨道发射任务越来越多,针对性地提出一种适应多目标轨道要求的运载火箭弹道制导设计方法。创新性地提出只设计一条理论弹道,对其它目标轨道采用卫星入轨点位置不变的假设,根据不同的轨道要求生成对应的制导终端参数,利用迭代制导实现入轨。仿真结果表明,该方法能极大减少传统弹道制导设计的计算量,对运载能力影响较小,对多目标轨道任务适应性强,易于工程实现。该方法也适用于目标轨道临时微调的情况,进一步提高运载火箭进入深空探测的能力。

摘要：针对需要满足一定入轨姿态的发射任务,提出一种带终端姿态角约束的弹道制导设计方法。该方法在传统弹道设计的基础上,加入终端姿态约束,探讨了末级优化分段段数的选取对运载能力的影响,并应用二次曲线迭代制导算法进行制导控制,满足终端轨道约束和姿态约束。以某型运载火箭为例进行仿真,仿真结果表明,在具有相同姿态角约束的条件下,该算法能提高一定的运载能力,能够在保证入轨精度的同时满足终端姿态约束,具有一定的工程应用价值。

摘要：为了满足运载火箭推进剂贮箱温度测量需求,研制了一种铂电阻高精度地面温度测量系统;该系统采用四线制铂电阻Pt100作为温度传感器,使用精密运放产生恒流源驱动铂电阻产生电压,通过仪表放大电路进行信号放大,并选用高精度AD转换器进行信号采集;各路阻值测量电路之间采用隔离设计,降低了通道之间的干扰,提高了测量精度;通过自检设计以及校准设计,提高了测试设备的可靠性及测量准确性;测试结果表明,该测温系统稳定可靠,测量误差小于0.01℃,能够准确测量并记录运载火箭各贮箱推进剂温度变化情况,为火箭加注后采取保障措施提供依据,同时为飞行结果分析提供射前实测温度数据支持。