摘要：为了研究多目标多学科弹道优化设计,提出了一种基于NSGA-II算法的并发多目标协作优化MDO方法MOPCO(Multi-Objective Pareto Collaboration Optimization,简称MOPCO)。利用系统优化器和学科级优化器的并发性来分解多目标MDO优化问题,解决组织复杂性问题;利用自适应响应面技术来解决计算复杂性问题;利用NSGA-II算法来搜索Pareto前沿。标准算例测试表明该算法是可行的。最后将其用于静态/动态混合优化的多目标多学科再入弹道设计,获得了合理的Pareto前沿。

摘要：分析计算了再入速度倾侧角（υ）对大气层外救生再入弹道航程机动能力和再入过载的影响。仿真结果表明，为有利于航天员承受过载，救生轨道设计时对υ的大小将有限制；应急着陆区的计算是顺利进行寻找和运送完成故障着陆的航天员的重要依据，再入弹道航程机动能力的分析和计算对于选取和调整应急着陆区是一个有力的支持。

摘要：为分析各种偏差及不确定性对再入弹道的影响,优化再入弹道设计的偏差及不确定性参数,基于Model Center的灵敏度分析模块实现了再入弹道参数灵敏度分析。运用动力学理论建立了重复使用运载器再入段动力学模型,并结合重复使用运载器参数,综合考虑各种偏差及不确定性,完成了大规模蒙特卡洛仿真。基于参数灵敏度分析方法,对影响再入飞行过程关键指标的参数进行灵敏度分析,分析结果表明:峰值热流的最灵敏参数为航迹角偏差,峰值过载和峰值动压的最灵敏参数为阻力系数偏差。

摘要：研究了变质心再入飞行器动力学模型以及精确制导两方面的问题.基于分析力学中的虚位移原理,设计了一种再入飞行器新型最优制导律。采用解析法预测弹道落点,通过对最优虚位移的搜索,求解出总升力的最佳方向.推导了变质心动力学模型,以质量块为制导控制系统的执行机构,实现变质心再入飞行器的机动飞行.研究发现:质心变化引起的附加力矩是气动稳定力矩系数的函数;该制导律对过载并无要求。仿真结果表明:平均计算3次解析弹道即可完成一次制导指令,经制导控制后最终落点误差在10 m以内.

摘要：为了明确充气展开式再入航天器落点精度的影响因素,针对充气展开式航天器的典型外形,在完成气动力系数和标称再入弹道设计的基础上,结合所选取的误差源,分别分析了单一和组合误差源对落点偏差的影响情况。研究结果表明:大气密度、风、气动力系数、再入点纵向位置偏差和再入角偏差对落点精度影响较大,应针对其中可控因素重点采取措施。后续可考虑引入再入段主动控制进一步提高落点精度。

摘要：飞行器返回再入时将经历极高的气动热环境,因此深空探测返回飞行器,尤其是载人飞船需要通过实际飞行试验验证相关性能,为降低成本和研制风险,通常采用大再入角和相对第二宇宙速度较低的再入速度进行飞行试验。为获得能实现高热流密度验证的最小能量再入任务方案,采用优化设计手段对飞行试验的再入角和速度以及倾侧角控制进行设计,经仿真分析表明,优化结果可达到飞行试验要求的热流密度,并可将再入速度需求降低约2.1 km/s。

摘要：运载火箭实现重复使用是未来运载火箭的发展趋势之一。本文首先简单地介绍了当前国外重复使用技术的发展状况，然后根据我国的国情提出了一种两级入轨可完全重复使用的方案，接着对该方案的返回轨道特性进行了研究，通过分析仿真计算结果，论证了火箭全部回收的可行性，最后提出了欲进一步深入研究此方案所需做的关键技术研究工作。