摘要：不同于目前可重复使用运载火箭着陆腿回收方案,提出一种基于地面拦阻原理的火箭垂直着陆回收机构方案,在火箭垂直着陆下降过程中,利用地面拦阻索和阻尼器的综合作用实现火箭制动回收。通过仿真分析和原理样机验证,在落点正常、水平偏置和旋转状态下,地面拦阻机构均能实现对运载火箭的拦阻回收,火箭结构承受的过载和冲击较小,姿态稳定。研究表明,拦阻回收机构能够实现箭体安全可控回收。

摘要：为了实现精确着陆,从制导角度分析了对发动机的需求,并讨论了基于现有条件的解决方案。针对推力调节动态过程对制导的影响,建立了简化的数学模型,设计了校正网络;基于四次多项式制导提出了一种基于过载反馈的制导方法,该方法将过载偏差作为推力调节指令,能够适应发动机推力调节的动态响应过程,同时能够克服火箭质量等多种参数不准确带来的偏差。仿真结果表明新方法具有很好的适应能力,能够为工程应用提供支撑。

摘要：采用圆锥曲线拼接法,建立了月球垂直着陆的数学模型;推导了地月转移轨道和一些重要参数的初步设计和计算方法。通过仿真,给出了理想情况下和考虑推力大小时月球垂直着陆轨道运动特性。对运动特性的分析结果可为轨道初步设计提供一定的参考。

摘要：为了研究火箭垂直回收着陆段的制导律设计问题,通过求解最省燃料问题获得制导律,将连续优化问题转化为一类二阶锥凸优化问题(SOCP)。采用凸优化问题求解程序,实时计算最优轨迹获得当前制导周期内的制导律,导引火箭飞向目标点并垂直软着陆。该方法对着陆段初始状态偏差和下降过程中气动扰动有较强的适应性。进行了3个算例的仿真,结果表明:凸优化方法具有确定的收敛性质,相较于Radau伪谱法求解更加高效;参数设置简单,能够满足实时制导需求,具有在线应用的潜力。

摘要：星舰是美国太空探索技术公司(SpaceX)研制的新一代可重复使用航天运输系统。该类型飞行器的着陆过程与传统航天器截然不同,具有姿态机动大、约束条件多、精度要求高的特点。首先研究了类星舰飞行器翻转着陆段的动力学模型,将发动机摆角响应引入动力学方程来抑制发动机摆角振荡问题。接着,基于凸优化方法设计了可以考虑姿态机动和典型约束条件下类星舰飞行器飞行时间自由的翻转着陆轨迹优化算法。为了提高算法的收敛性,使用虚拟控制、在目标函数中惩罚信赖域并给出了初值选取方法。最后,结合数值优化结果,分析了不同初值选取方法、发动机摆角响应、着陆发动机个数和优化目标选取对翻转着陆过程的影响。

摘要：在线轨迹规划技术作为实现可重复使用运载火箭返回着陆的关键技术,能够根据飞行状态实时计算最优飞行轨迹,从而有效应对运载火箭返回过程中内外部不确定性的影响。首先,梳理了在线轨迹规划方法的特点和研究现状。然后,阐述了美国针对在线轨迹规划技术开展的研究工作,以及其他国家航天机构针对垂直着陆制导控制技术设计的验证飞行器和验证计划。最后,结合运载火箭垂直着陆问题的特点,总结了基于数值优化的在线轨迹规划技术的研究方向。

摘要："长征八号"(CZ-8)运载火箭充分继承了在役和新一代运载火箭的研制成果,以发射太阳同步轨道(700~1 000 km)卫星为主,兼顾近地球轨道(Low Earth Orbit,LEO)和地球同步转移轨道(Geostationary Transfer Orbit,GTO)。CZ-8设计有组合型和融合型两种配置,可面向多种任务,尤其针对商业发射市场,在快捷制造、系统集成、快响发射、自主无人值守、简化对发射场要求等方面开展了大量创新性实践,显著提升了竞争力。为应对未来智慧火箭的目标,开展了上升段应对推力下降故障的动态轨迹规划、起飞漂移主动控制、发射窗口自主修正等自主技术的研究和应用;针对重复使用的需求,采用集束式回收方案进行关键技术攻关和验证,按照分步发展的策略,在大型轻质着陆机构、自主制导方法等方面取得了阶段性进展,旨在将CZ-8努力打造成为性价比高、易用性好、安全性高的新一代中型主力火箭。

摘要：通过充分应用三维Navier-Stokes计算流体动力学(CFD)为一架超音速短距起飞和垂直着陆(STOVL)战斗机成功地设计了一种鲁棒的高偏置进气道／机体系统。然后，在马赫数高达1．5大范围的缩比模型试验中证明高总压恢复和低畸变与CFD预测结果一致。试验样件包括静态、低速和高速进气道／机体融合模型，在高速模型上使用了带有梯形、固定几何形状、正激波主进气道和主动与被动附面层放气系统。高速结果是在每英尺最大单位雷诺数为4×10^6时和马赫数最大为1．5时取得的。尽管数据表明不需要放气，但在马赫数1．50时仍在正激波位置后面设置单一穿孔板附面层放气单元优化进气道性能，本文介绍从4项主发动机进气系统0.145缩比模型试验研究中的两项选出的高速性能和可操作性数据，其中包括附面层转向板形状的影响，附面层放气的影响和气动力分界面(AIP)位置的影响。

摘要：洛克希德·马丁公司和波音公司的团队终于得到根本不同的概念 ,以应对依据STOVL需求给出的挑战。波音的X - 32B采用直接升力系统 ,而洛克希德·马丁的X - 35B采用附加一台安装在垂直方向的小型升力风扇 ,提供除发动机推力变向以外的增加升力。洛克希德·马丁公司和波音公司都完成了JSF概念论证阶段 ,二者的投标都优于军方需求 ,但洛克希德·马丁公司在更多领域里有擅长 ;波音公司的STOVL型别方案被认为比洛克希德·马丁公司的方案具有较高的风险。洛克希德·马丁公司的增加升力风扇方案胜过波音的直接升力设计 ;发动机技术、飞控软件和发动机 (含其矢量推力喷管 )设计一体化 ,对获得成功是重要的 ;而波音公司采用直接升力 ,作为短距起飞和垂直着陆 (STOVL)推进系统的决定 ,是它的JSF项目投标不成功的主要弱点。

摘要：最近,G E/罗·罗战斗机发动机小组的F136项目在完成了常规起降(CTO L)和短距起飞/垂直着陆(STO V L)型发动机的所有性能、操纵性和空气动力学试验后,正向系统设计与验证(SD D)阶段迈进。目前,这两种发动机都比原计划提前交付,并按时完成了F-35项目办公室规定的所有试验要求。虽然这两种发动机的性能还不能完全令人满意,但这是完成第三阶段预先SD D合同的一个重要里程碑。预计,该小组将在8月获得F136发动机项目为期7年的第4阶段SD D合同。CTO L型发动机进行的试验包括性能评估、风扇失速风险降低和达到中间额定功率试验,同时还进行了平稳起动、油门瞬态、无失速运行以及低振动水平验证试验,另外还达到了105%最大设计转速。STO V L型发动机与罗·罗公司的升力风扇成功地进行了啮合,横滚喷管也做了气动力学试验,并用三轴承旋转喷管(3BSD)引导试验了低功率和高功率下的盘旋能力。目前,这两台发动机的累计试验时数超过了190h。基于目前的进度,SD D的发展试验将在2006年开始,2012年交付首架装有F136的F-35。GE/罗·罗完成F136CTOL和STOVL型发动机试验@刘峻峰