空间快速响应航天器轨道/弹道一体化规划

以空间应急响应任务为背景,采用轨道/弹道一体化规划设计方法,实现空间快速响应航天器全程飞行轨迹规划。在分析弹道设计参数对轨道参数影响性的基础上,将弹道规划分为程序角参数设计和发射诸元参数设计,采用改进的粒子群算法和牛顿迭代法进行混合优化求解。算例表明,使用混合优化求解方法收敛速度快,迭代次数少,易于工程实现,能满足一体化任务规划的快速性要求,可为空间快速响应航天器设计提供理论参考。

我国空间快速响应体系结构发展模式

文章首先分析了我国空间快速响应概念定义的获取过程,其次探讨了三种空间快速响应体系结构的发展模式,重点分析了我国空间快速响应体系结构的发展模式;最后,给出了发展我国空间快速响应体系结构的几点建议。

基于TOPSIS算法的空间快速响应发射方案评估

针对空间快速响应发射方案评估优选问题,通过分析空间快速响应发射任务规划过程得到发射方案组成要素,在此基础上构建了三级评估指标体系;综合考虑专家主观喜好和客观事实,同时为了有效避免个别专家个性意愿对于权重分配的影响,采用信息熵权法和群决策层次分析法相组合的方式完成了指标赋权;针对方案指标数据的多样性,通过逼近理想解排序法对方案进行了综合评估及优选排序。典型算例证明了该方法的科学性和实用性,可为空间快速响应发射方案评估优选提供理论支撑。

固体火箭空间快速响应任务规划研究

针对空间快速响应任务中固体火箭弹道设计、微小卫星轨道规划相互独立,无法快速生成任务方案的问题,提出一种固体火箭空间快速响应任务规划方法。总结概述了空间快速响应任务规划的定义,在此基础上设计了固体火箭空间快速响应任务规划的总体架构,将其划分为任务要素分析、轨道规划、弹道规划、机动路径规划、方案评估和仿真演示共6个模块,阐述了各模块的功能,厘清了各模块之间的信息交互和制约关系,给出了各模块的实现方法和流程。研究结果可为固体火箭空间快速响应任务规划系统的实现奠定基础。

美国快速响应空间试验分析

通过对美国战术卫星-2（TacSat-2）、战术卫星-3（TacSat-3）和猎鹰-1（Falcon-1）等典型快速响应卫星和快速响应运载器试验的跟踪,初步分析了试验的目的、内容、过程和结果,总结了试验的主要特点。试验结果表明：快速响应空间（op-erationally responsive space,ORS）的作战概念、关键技术、地面应用从理论到实践都具有一定的可行性,并将在未来的联合作战中发挥重要的作用。

快速响应空间小卫星热控系统设计及关键技术

随着空间技术的发展,卫星热控系统面临着巨大的设计挑战。首先,根据快速响应空间小卫星的新特点,分析比较了其热控设计与传统设计方法的区别,从而提出了快速响应空间小卫星热控系统的研制流程。然后针对实现快速响应空间小卫星热控系统设计的关键步骤:多轨道极端工况外热流参数的确定、模块化热构架系统和热控系统快速分析技术进行了详细的阐述和介绍。最后,追踪了实现快速响应空间小卫星热控系统研制的新型热控器件的研究和应用。作者认为,时间驱动的热设计理念,稳健、模块、可扩展的热设计方法,以及新型先进智能热控器件的研制是由快速响应空间小卫星的任务特点所决定的必然要求和实现途径。

“软件星”在快速响应空间中的应用

天基信息系统在战场感知、指挥控制与决策等方面作用日益显著。空间快速响应是天基信息系统发展的重要需求。文章介绍了"软件星"有效载荷的设计技术原理和系统基本组成,分析了其可重构多功能综合一体化设计特点,阐述了采用统一软硬件体系结构形成标准化模块化的多功能集成载荷系统是满足应急作战快速反应的基本要求,提供了一种基于"软件星"多功能任务载荷平台来实现快速响应卫星的通用设计途径,对发展快速响应空间技术具有重要参考价值。

快速响应空间典型模块化平台设计特点分析

快速响应空间航天器是快速响应空间体系的一个重要组成部分,而此类航天器平台采用模块化设计思想能够体现快速响应特性。以魔方卫星(Redocking Cubesat)和智能小卫星平台(Space Maintenance and Repair Technique,SMARTBus)为例,分析快速响应空间典型模块化平台设计特点,展示模块化平台的快速集成与应用过程。从这两种典型快速响应空间航天器平台的模块化设计过程可以看出,模块化需根据不同功能将系统分解成多个子模块,在应用时能够将这些子模块及时组装、快速集成并及时投入应用,这是实现快速响应空间的基础性平台设计理念。快速响应空间航天器平台的模块化设计并无固定的划分方式,可根据实际需要,按照不同的功能进行模块化设计。

地面多目标快速响应任务轨道设计

针对多目标快速响应对地成像任务,提出了一种J_(2)摄动下4个地面目标重复访问以及5个地面目标单次访问的轨道设计方法。首先在轨道倾角已知的假设下,通过第1个目标点的访问约束解析得到升交点赤经和参数纬度幅角,然后通过第2、3、4个目标点的访问约束数值求解得到近地点角距、偏心率和半长轴。最后,通过增加回归轨道约束或第5个目标点的访问约束,将轨道设计问题转化为只含有倾角的一维非线性方程,通过一维数值搜索进行求解。仿真结果表明,通过所提方法设计轨道的星下点轨迹能够精确经过指定的多个地面目标,验证了方法的有效性和正确性。

快速侦察任务响应时间分析与轨道设计

提出以任务响应时间为指标设计侦察任务和卫星轨道。给出了侦察卫星采用近地快速覆盖轨道执行快速侦察任务的流程,讨论了数据回收站的布设原则和发射场的选取方法,分析了数据回传对发射轨道的约束和光照条件对发射窗口的约束。在此基础上分析了侦察任务的响应时间,设计了快速侦察任务的最优轨道,使任务响应时间最短。在光照约束条件下,快速侦察任务的最大响应时间为1天。仿真算例验证了近地快速覆盖轨道的快速响应能力。

覆盖时间约束的快速响应连续覆盖轨道设计

面对要求目标信息不断更新的空间快速响应任务,针对每天存在一段和两段覆盖时间的两种连续覆盖轨道,通过覆盖时间分析,选定了单次连续覆盖时间更长的每天存在一段覆盖时间的连续覆盖轨道作为研究对象。基于轨道动力学和球面几何原理,结合火箭发射段固定飞行地心角和飞行时间,构建了连续覆盖轨道设计模型。考虑连续覆盖时间约束,将连续覆盖轨道设计问题转化为以轨道参数、切点坐标和卫星覆盖区地心锥半角为变量,以连续覆盖时间为优化目标的单目标优化问题。针对具体算例,通过该方法得到了轨道参数等规划要素,同时通过STK仿真验证了规划结果的正确性和有效性,可为空间快速响应连续覆盖轨道设计提供理论基础。

快速响应太阳同步轨道/发射窗口一体规划

在定点发射条件下,针对中国目标区域的典型任务,研究了快速响应太阳同步轨道及发射窗口的一体规划方法。基于固定的火箭飞行地心角和飞行时间,根据发射点和目标点位置关系,通过球面几何原理,提出了快速响应太阳同步轨道及发射窗口的解析规划方法。针对具体任务,得到了快速响应太阳同步轨道和发射窗口的规划结果,并通过STK仿真进行了验证,证明了规划方法的可行性、实用性,对空间快速响应轨道规划具有借鉴意义。

改进粒子群算法设计遥感卫星快速响应轨道

为得到空间快速响应任务背景下,对地观测卫星最优轨道设计方案,建立了机动发射条件下,对地观测卫星快速响应轨道设计模型。采用改进的PSO算法对轨道设计的各个目标进行优化,分别得到响应时间最短,对目标累计覆盖时间最长的方案。采用变异MOPSO算法求解约束条件下的多目标快速响应轨道设计模型,得到分布性、收敛性较好的Pareto前沿,决策者可根据实际需求在最优解集中选取方案。对比单目标优化仿真结果,轨道同时具备了良好的快速响应性能和覆盖性能,验证了算法的可行性。

快速访问回归轨道与弹道一体规划

针对地面发射快速响应空间需求问题,考虑轨道参数和弹道参数之间互为输入、深度耦合的实际,首先根据简化弹道模型给出了快速访问回归轨道设计方法,然后以轨道参数为输入开展快响火箭弹道规划,在此基础上以规划得到的弹道参数修正简化弹道参数,通过不断迭代,直至简化弹道参数与规划得到的弹道参数之间的误差满足要求,进而得到了满足任务需求的快响回归轨道及弹道参数。具体算例证明了该方法的可用性和有效性,可为快速响应轨道及弹道规划提供理论路径和技术支撑。

美国空间军事系统发展新动向

综述了美国在军事空间技术新的发展动向,包括美国空军的“空间军力加强、空间军力应用、空间支援、空间对抗”四大空间军事任务区,快速响应空间,新的空天进攻飞行器,军事小卫星运载器,军事小卫星,导弹防御先进技术等的发展动态。分析了军事空间技术的发展趋势。

适应任务的模块化卫星快速构建优化决策方法

如何根据应急航天任务,在满足各种约束的前提下,从型号众多、能力各异的卫星平台及有效载荷中快速决策效费比最佳的卫星构造方案引起了越来越多的关注,这就是适应任务的模块化卫星快速构建优化决策问题。在深入分析该问题特点的基础上,建立优化决策数学模型,提出基于遗传算法的优化决策方法,为处理遗传算法迭代过程中产生的不可行解引入基于罚函数法的约束处理方法。针对罚函数法中惩罚系数难于确定的特点,设计惩罚系数自适应调整的动态罚函数机制。定量化实验及分析结果表明:该方法能有效解决适应任务的模块化卫星快速构建优化决策问题。

固体小运载火箭发动机的现状及发展趋势分析

小卫星的兴起和"空间快速响应"技术的迅速发展为采用固体发动机的小型航天运载器提供了崭新的发展空间。大直径固体发动机是固体小运载实现的技术途径。总结和分析了国外固体小运载火箭发动机的发展历程和分布,详细阐述了固体小运载发动机的技术特点,总结固体小运载发动机的发展趋势,并分析了不同国家和地区发展固体小运载发动机的技术路径,以期对国内小型运载火箭的固体动力方面研究提供一定的参考。

运载火箭全捷联惯性/星光复合制导研究

全捷联惯性/星光复合制导是运载火箭空间快速响应发射的重要途径。针对捷联惯性制导系统中初始定位定向误差、初始调平对准误差及惯性器件漂移等3类主要误差因素,建立了运载火箭的数字平台基准偏差模型和导航误差模型,并提出了一种双星修正策略方案。数值仿真分析了各误差因素对捷联惯性导航精度的影响,并进一步验证了该复合制导方案的可行性和有效性。

火箭入轨的大偏航非线性鲁棒自适应控制方法

火箭入轨通常是沿标准轨道面的飞行控制,常规发射任务只需侧向小偏航角校正,但当今一些特殊的入轨任务要求火箭制导控制能侧向大偏航角飞行,以克服较大初始侧向偏差对末级火箭入轨的影响。文中提出了一种末级火箭的侧向大偏航非线性自适应组合制导控制方法,结合土星-5火箭IMG方法和航天飞机LTG方法各自的优点,进行了大偏航角的非线性耦合补偿修正,并对动力飞行过程的迭代算法进行了鲁棒稳定性改造。基于姿态喷嘴开关控制的六自由度数值仿真表明,提出的控制策略和算法简单可靠、稳定性好、精度高,在火箭入轨控制和空间飞行器变轨控制中具有参考和应用价值。

遥感卫星快访轨道与机动发射点位一体规划

针对依托公路进行机动发射遥感卫星快访轨道任务,基于球面几何原理给出了轨道设计模型和发射点位规划模型,进而得到了有限发射区域内机动发射遥感卫星快访轨道及发射点位的一体规划方法。该方法将轨道参数设计与发射点位选取之间建立联系,进而将该问题转化为以机动发射点位为变量,以任务响应时间为优化目标的优化问题。针对具体算例,通过该方法得到了优选的轨道参数和对应的发射点位,并通过STK仿真进行了校验,证明了该方法的可行性、实用性,对空间快速响应轨道及发射点位规划具有指导意义。