可重复使用运载器

摘要： 针对验证可重复使用运载器关键控制技术的需求,提出了一套基于STM32的可重复使用运载器闭环仿真系统。基于该套平台,对系统的总体方案、硬件平台设计、软件开发及设计进行了重点论述,实现了对箭上测量单元、计算机单元、执行单元及地面测发控单元的模拟。通过仿真试验,完成了可重复使用运载器制导、导航及姿控算法等关键控制技术的验证。结果表明:所开发的闭环仿真系统设计合理,实时性好,可靠性高,可为大型可重复使用运载器试验奠定基础,缩短研制周期。

摘要： 2021年12月,法国政府宣布,一定要研制可重复使用火箭,弥补"十年前的错误",并且打算在2026年投入使用。这意味着可重复使用运载器的市场竞争将进一步白热化。可重复使用运载器的研制目的,是大幅度降低航天发射成本,提高发射频率。对于这项技术的探索,从很早以前就开始了。但航天飞机的失败让很多发射服务商心有余悸,直到猎鹰9号火箭多次回收成功,并且进入商业化运行.

摘要： 目前,世界上各主要航天大国(或组织)都在进行可重复使用运载器的研发。下面就让我们了解一下,欧空局、俄罗斯和日本在这方面的进展情况。欧空局关于可复用运载器的研究欧洲航天技术的发展主要由欧空局主导。该组织成立于1975年,目前有22个成员国,各成员国通过欧空局进行型号研制工作的协调与合作。欧空局总部有一个未来发射器办公室曾对可复用运载器进行过广泛的研究。他们重点对单级入轨.

摘要： 针对可重复使用运载器(RLV)再入过程中存在的未知干扰、不确定性以及舵面部分失效(PELF)等问题,基于增量反演法(IBS)和跟踪微分干扰补偿器(TDDC)设计了鲁棒容错控制律.首先,对姿态角回路和角速率回路分别设计增量控制律,并引入误差积分项增强系统的鲁棒性.其次,对于传统增量反演法直接忽略掉的慢变项和泰勒展开高阶项,基于Sigmoid跟踪微分器设计了适用于IBS控制律的干扰补偿器对其进行估计和补偿.最后,仿真结果表明,相比于传统的增量反演法,所设计的控制律指令跟踪精度更高.

摘要： 针对可重复使用运载器(reusable launch vehicle,RLV)再入段常规约束、航路点约束、倾侧角速率约束和参数不确定问题,提出一种多约束鲁棒预测校正制导方法.首先,利用改进准平衡滑翔条件将常规约束转化为倾侧角幅值约束.其次,提出基于二分法快速迭代确定倾侧角翻转位置的航路点制导律,并将翻转速率约束转化为关于能量的约束,引入预测校正的计算中.然后,对于参数不确定鲁棒制导问题,提出基于标称升阻比和能量剖面对迎角及横程误差走廊在线调整的策略.仿真实验表明,在参数不确定情况下,RLV能够满足多约束条件和终端制导精度要求,验证了方法的有效性和鲁棒性.

摘要： 可重复使用运载器(RLV)是未来实现快速、可靠及廉价进出空间的必然趋势,也是当前航空航天领域的研究热点.对RLV再入段的轨迹优化、制导及控制方法进行了综述.在RLV再入轨迹优化方法上,分别从间接法、直接法以及伪谱法等方面进行了综述,在深入分析每类方法特点的基础上,对其未来发展趋势进行了展望;在RLV再入制导方法上,分别从离线标称轨迹制导、在线轨迹重构制导、预测校正制导等方面进行了综述,对每类再入制导方法进行了优缺点分析,并对未来发展方向进行了总结;在RLV再入姿态控制方法上,分别从线性控制方法、非线性控制方法、智能控制方法等方面对其进行了综述,并对其特点和未来发展趋势进行了分析.最后,对RLV再入制导控制一体化方法进行了综述,指出了未来RLV制导控制一体化研究中亟需解决的关键问题.

摘要： 飞行器总体布局设计作为空天飞行器总体设计的核心工作之一,与飞行器总体性能和技术指标密切相关,其设计与控制贯穿空天飞行器研制全过程;基于空天飞行器总体布局“五约束”、“六要求”、“十流程”,提出了空天飞行器总体布局快速设计系统方案,并基于CATIA VPM数字化设计环境开发了原型系统;工程实践结果表明,文章提出的系统方案解决了飞行器外形、结构布置、系统布置和质量特性快速精细化设计及总体布局设计难以自动调整、快速迭代优化的难题,实现了飞行器外形、结构布置、仪器设备的参数化、实体化、具体化、可视化及质量特性动态分析与评估;该成果后续还可推广应用于其他航天器研制.

摘要： 针对可重复使用运载器(RLV)原场返回(RTLS)再入段轨迹设计问题,基于其具有终端条件固定的特点,此本文采用了一种反向积分方法进行再入段轨迹设计.即以轨迹末端状态为积分起点进行逆向求解.通过仿真验证可以看出,反向积分所得轨迹与正向积分轨迹具有很好的重合性,证明了利用此方法求解轨迹的可行性.从而避免了将再入段轨迹设计问题转化为非线性优化问题,进而可实现轨迹的简单、快速生成,使轨迹规划更具灵活性.

摘要： 可重复使用运载器上升段全程均在大气层内飞行,如果借鉴采用运载火箭大气层内跟踪程序角的开环制导方式,推力和气动力的不确定性会导致上升段终点状态参数偏差较大.因此,结合重复使用运载器上升段飞行特点,本文提出了主动段采用摄动制导的闭环制导方案,并设计了关机方程和横法向闭环制导律.仿真结果表明,所设计的闭环制导方案能很好地实现轨迹跟踪,可以有效提高制导精度.

摘要： 本文给出了可重复使用运载器无动力自主着陆轨迹的设计方法.轨迹设计按照陡下滑、圆弧拉起、指数过渡、浅下滑四个阶段进行,根据飞行器的着陆性能要求反推得到指数下滑开始点横坐标的位置,进而通过优化指数衰减率得到完整参考航迹的几何描述.基于质点动力学方程,提出了一套由高度剖面解算动压剖面的方法,并通过该方法进行着陆性能的评价.最后根据文中提出的方法给出一条参考航迹,轨迹平滑度好,动压剖面变化平缓,有利于运载器的跟踪.

摘要： 针对可重复使用运载器(RLV)进场着陆轨迹设计问题,本文提出了一种基于状态相关黎卡提方程(SDRE)的在线优化设计方法.由于SDRE是与状态相关的,求解SDRE控制器时,需要在每一计算步长内求解,因此为防止计算量较大,文中采用了θ-D方法求解SDRE控制器.经过仿真显示,文中优化方法不但能够保证进场着陆轨迹设计的有效性,而且对于各种初始偏差具有很好的鲁棒性,增强了RLV降落时的安全性.

摘要： 为了解决可重复使用运载器再入过程中的状态多约束问题,本文对动压、迎角和过载三种约束进行了分析,在此基础上给出一种基于控制的多约束问题解决方法.该方法采用串联形式控制结构,将迎角、动压和过载同时接入控制结构中,避免了多种控制律之间的频繁切换.仿真结果表明,该多约束控制律很好得解决了再入过程的状态多约束问题.

摘要： 针对存在外部干扰和参数不确定性的可重复使用运载器(RLV)再入段飞行姿态控制问题,本文首先列写了RLV再入飞行六自由度非线性运动学和动力学方程并进一步转化为面向控制的仿射非线性方程形式.通过分析已有数据对飞行器进行特性分析,建立了对象运动分通道的小扰动线性化模型,采用传统传递函数的分析方法深入理解RLV再入飞行的模型特点.其次,本文选择了广义预测控制作为控制结构的主控制器,并基于非线性扩张状态观测器的输出设计补偿项.最后将本文提出的自抗扰控制结构用于RLV姿态控制系统纵向通道跟踪仿真,并整理分析了仿真结果.仿真结果表明基于预测控制的RLV自抗扰控制结构跟踪速度快、精度高,补偿输出结果效果显著.与传统姿态控制系统相比,本文提出的姿态控制结构快速简洁,具有一定实践应用价值.

摘要： 介绍了DCNLP法在可重复使用运载器再人段轨迹优化中的应用。首先以可重复使用运载器为对象，以攻角和倾侧角为控制变量，并考虑严格的终端约束和过程约束，建立了以航程最远作为优化目标的最优控制问题模型。然后采用DCNLP法将最优控制问题转化为一般的非线性规划问题，选取各节点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用matlab软件包SNOPT对得到的非线性规划问题进行求解。仿真结果表明，优化后的再入轨迹严格遵守过程约束，终端落点的精度也较高，且易编程实现。

摘要： 上升段是整个可重复使用运载器任务飞行的初始阶段，整个上升段飞行过程，飞行器重心，大气环境和运动状态变化较快，为提高非线性跟踪能力和增强控制系统的鲁棒性，采用了轨迹线性化控制技术和控制参数增益调度的方法。轨迹线性化控制技术将控制系统分成前馈和反馈两部分设计，通过逆模型来设计前馈控制器，而气动面的反馈控制律和反作用控制系统的控制律设计则完善了反馈控制器的设计。非线性仿真结果表明，设计的控制系统能很好的满足上升段姿态控制的要求。

摘要： 分析了RLV研究过程中虚拟样机的需求,以及RLV虚拟样机需具备的特点,然后分析了样机系统的层次结构以及用于支撑其运行的基础库,在此基础上,本文在虚拟样机建模(vPM)平台上实现了RLV动力学虚拟样机的设计,并使用该虚拟样机对RLV的上升段进行了仿真计算,得到了合理的结果.

摘要： 航天RLV纵向静不稳定性给其无动力进场着陆带来了新的问题,为保证RLV安全着陆,需要研究纵向内回路的增稳控制律.本文首先分析了RLV的纵向稳定性,并分析了不确定性参数对纵向稳定性的影响.然后提出了三种纵向增稳策略:俯仰角速率阻尼内回路、俯仰角速率指令内回路和含迎角反馈的俯仰角速率指令内回路.最后通过线性仿真和非线性仿真分析了三种纵向增稳策略的不确定性容忍范围和结合外回路的指令跟踪性能.结论表明,俯仰角速率指令内回路对纵向静不稳定RLV起到很好的增稳作用,并且加入迎角反馈后其不确定性容忍能力和指令跟踪能力大大增强.

摘要： 本发明公开了一种基于RBCC动力的三级运载器，包括依次连接的三级式结构：第一级火箭动力飞行器，第二级RBCC动力飞行器和第三级火箭动力飞行器；其中第二级RBCC动力飞行器的机身底部与第一级火箭动力飞行器的机身背部相连，第三级飞行器搭载于第二级飞行器的大型载荷舱中，通过第二级飞行器释放来分离。解决了现有技术中运载器的起飞质量较大，运载效率较低的问题。

摘要： 本发明涉及一种基于固定时间收敛观测器的垂直起降重复使用运载器姿态跟踪控制方法，属于飞行器控制技术领域。该方法推导了基于再入坐标系下的姿态跟踪误差状态方程，将系统除控制力矩以外的所有建模动态和未建模动态当作系统扰动处理，转化为二阶双积分状态方程，从而简化了系统的复杂度。

摘要： 提供一种在重复连续成像和擦除方法中重复使用记录介质的方法、适用于该方法的可重复使用的记录介质、一种生产可重复使用记录介质的方法和具有用于供给记录介质的控制单元的成像装置。所述记录介质以使得通过使用成像材料在记录介质上成像，并使用剥离部件通过热转移从该记录介质上除去成像材料的方式重复使用，其中所述记录介质为通过在造纸后施胶压榨中涂覆处理液，并然后干燥所述处理液步骤生产的纸，和所述处理液包括在其侧链具有8个或更高碳数的烷基的水溶性或水分散性聚合物作为图像排斥物质。

摘要： 应用于重复使用运载器着陆支撑机构中的随动锁定机构，它涉及一种随动锁定机构。本发明为了解决目前并没有能够实现随动锁定且锁紧可靠的锁定机构的问题。本发明的第一驱动下连杆固定板和第二驱动下连杆固定板上下平行设置，驱动上连杆安装并穿过第一驱动下连杆固定板，驱动下连杆套装在驱动上连杆的下端，驱动下连杆的上部安装有锁紧机构；驱动电缸安装在驱动上连杆上，缓冲器安装在第一驱动下连杆固定板上，驱动电缸的下端与单向机构连接，压力传感器安装在单向机构内，限位螺母和限位挡块安装在驱动下连杆上部，激光传感器安装在驱动下连杆外部；本发明适用于火箭运载。

摘要： 本发明公开了一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法，涉及运载器的气动布局技术领域，包括：机体，包括机身和机翼，机翼设置于机身的两侧，机翼与机身形成翼身融合体布局；搭载平面，设置在机体的上表面上；超燃冲压动力系统，设置于机体的下侧；垂尾，设置于机体的尾部；该气动布局结构的机翼与机身形成翼身融合体布局，满足宽空/速域的性能要求，该气动布局结构具有搭载平面，提升了搭载能力，该气动布局结构具有尾翼，提高操控性能。

摘要： 本发明提供了一种三级入轨重复使用运载器及其使用方法，该三级入轨重复使用运载器包括：第一级涡轮动力飞行器；第二级冲压动力飞行器，第二级冲压动力飞行器与第一级涡轮动力飞行器串联连接，第二级冲压动力飞行器与第一级涡轮动力飞行器的连接表面采用流线型过渡；第三级火箭动力飞行器，第三级火箭动力飞行器设置在第二级冲压动力飞行器的内部。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中组合发动机采用并联布局所导致的飞行阻力大、发动机的综合性能低的技术问题。

摘要： 本发明涉及一种基于固定时间收敛观测器的垂直起降重复使用运载器姿态跟踪控制方法，属于飞行器控制技术领域。该方法推导了基于再入坐标系下的姿态跟踪误差状态方程，将系统除控制力矩以外的所有建模动态和未建模动态当作系统扰动处理，转化为二阶双积分状态方程，从而简化了系统的复杂度。

摘要： 提供一种在重复连续成像和擦除方法中重复使用记录介质的方法、适用于该方法的可重复使用的记录介质、一种生产可重复使用记录介质的方法和具有用于供给记录介质的控制单元的成像装置。所述记录介质以使得通过使用成像材料在记录介质上成像，并使用剥离部件通过热转移从该记录介质上除去成像材料的方式重复使用，其中所述记录介质为通过在造纸后施胶压榨中涂覆处理液，并然后干燥所述处理液步骤生产的纸，和所述处理液包括在其侧链具有8个或更高碳数的烷基的水溶性或水分散性聚合物作为图像排斥物质。

摘要： 本发明提供一种可重复使用运载器末端能量管理段地面轨迹设计方法，所述方法包括获取飞行器初始状态参数；确定捕获转弯段转弯半径、捕获转弯段结束点航向角、捕获转弯段圆心位置以及捕获转弯段结束位置坐标；确定捕获直线段直线方程；确定HAC圆圆心位置坐标；计算各航段航程。根据本发明的方案，据飞行器初始状态信息确定地面轨迹各阶段参数的详细计算顺序和计算方法，简化了地面轨迹设计的思路，能够快速有效地通过改变HAC圆半径大小改变地面轨迹的形状从而调整航程，可以人为调整捕获转弯段的转弯角度大小。

摘要： 本发明涉及航空航天飞行器控制技术领域，为实现在飞行器受到上界未知匹配与非匹配干扰的情况下能够调节RLV再入姿态跟踪误差的收敛时间，保证姿态跟踪误差能够在期望的时间内收敛，提高RLV快速机动能力和鲁棒性，本发明，可重复使用运载器自适应多变量固定时间预设控制方法，步骤如下：第一部分，RLV姿态动力学模型建立：建立带有匹配和非匹配干扰的RLV姿态动力学方程和姿态跟踪误差动态方程；第二部分，外环子系统预设性能控制器设计；第三部分，内环子系统预设性能控制器设计：通过设计控制力矩，实现姿态角速率在存在上界未知干扰影响的情况下能够稳定跟踪外环子系统所设计的虚拟控制量。本发明主要应用于航空航天飞行器控制场合。