导读:本文包含了可重复使用助推器论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:火箭助推器,助推火箭发动机,火箭发动机,重复使用
可重复使用助推器论文文献综述
刘博[1]（2016）在《美国蓝源公司实现火箭助推器重复使用》一文中研究指出2016年1月,美国新兴航天企业蓝源公司利用回收后的火箭助推器成功发射"新谢泼德"亚轨道试验飞行器,并再次完成助推器地面垂直回收,实现了航天史上首次真正意义的同一枚液体火箭助推器的重复使用,向探索低成本航天发射的道路迈出了重要一步。1.回收后的"新谢泼德"再次完成垂直着陆。"新谢泼德"亚轨道试验飞行器于2015年4月首飞,至今共进行3次飞行试验,除第一次助(本文来源于《中国航天》期刊2016年04期）
韩鹏鑫,郭金花,王飞,蔡巧言[2]（2016）在《美国对可重复使用助推器项目的综合评估》一文中研究指出引言重复使用运载器具有快速、廉价的特性和潜在的军事应用价值,是自由进出空间的重要技术途径之一。尽管航天飞机已经退役,但是美国对重复使用运载器的研制从未停止。美国正在不遗余力地构建低成本、高可靠的重复使用运载器系统。2011年6月15日美国空军空天司令部(AFSPC)发布了新的战略规划、研究任务与目标,以确保美国在太空及网络电磁空间(Cyberspace Space)的持续主导地位。随后,(本文来源于《中国航天》期刊2016年03期）
李彤[3]（2014）在《基于扰动抑制的可重复使用助推器鲁棒姿态控制方法研究》一文中研究指出可重复使用助推器是现阶段降低空间运输任务成本,提高航天运载系统效率的一种高效空间运载可行方案,能够配合不同上面级完成多种空间运输任务,同时又可为实现空间运载器系统完全可重复使用奠定基础。可重复使用助推器的飞行采用倾斜转弯机动,具有耦合性强、非线性强、参数时变快及干扰因素多等特点,姿态控制系统设计至关重要。论文以可重复使用助推器为对象,重点研究了基于扰动抑制的姿态控制系统鲁棒设计方法,主要研究内容和成果如下:建立了可重复使用助推器质心和绕质心动力学与运动学方程,并以攻角、侧滑角和滚动角为控制变量,针对其运动特点,提出合理简化假设,详尽推导了倾斜转弯姿态运动叁通道耦合模型。提出了一种基于等效输入扰动和广义扩张状态观测器的控制设计方法,将非线性、不确定性和扰动视为施加在输入通道上的集总扰动,实现了系统叁通道解耦和线性化,通过广义扩张状态观测器对扰动实时估计,应用线性状态反馈进行控制和补偿,同时,闭环稳定性也得到了证明。该方法仅需要单一观测量,对模型和扰动信息依赖较小,不需要进行模型变换,单点控制器设计即可满足全局性能,且叁通道设计思路一致,设计方法统一,极大简化了控制系统设计复杂度。以可重复使用助推器工程算例为对象,将该方法应用于控制系统设计,对攻角、侧滑角和滚动角进行跟踪稳定控制,结合数值仿真分析,得到了令人满意的控制性能,说明了该方法的可行性。应用增益调度PID控制和滑模动态逆控制对可重复使用助推器工程算例控制系统进行设计。增益调度以时间为调度变量,通过遗传算法和工程经验原则对PID参数进行优化;滑模动态逆采用单动态逆结构和高增益饱和函数滑模结构进行设计。在无扰和不同拉偏条件下对叁种控制器进行仿真对比,增益调度PID控制器和滑模动态逆控制器均在一定不确定性和扰动下控制失败,而论文设计控制器则表现突出,跟踪精度高,响应迅速无延时,成功抑制了扰动影响,验证了控制设计方法的有效性和鲁棒性。论文较系统地研究了可重复使用助推器鲁棒姿态控制方法,研究工作可为高精度飞行器控制系统设计提供一定的理论技术支撑和工程实现途径,对于鲁棒控制系统设计和扰动抑制方法研究具有重要的参考价值和研究意义。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2014-11-01）
殷亮[4]（2014）在《自主归航的可重复使用助推器总体设计与仿真研究》一文中研究指出本文主要围绕长征2F火箭助推器的可重复使用(CZ-RBV)性进行了初步的研究和设计,其主要内容包括:总体设计方案研究、总体布局参数设计、气动布局设计与分析、归航弹道设计。通过分析总结国外可重复使用运载系统的特点和轨迹优化技术的研究现状,本文首先确定了CZ-RBV垂直起飞、水平降落的飞行模式;机翼采用折迭于机身背部的方式,以便于与主体火箭的捆绑和返航时的展开,主火箭发动机选择对环境污染较小、且真空比冲较大的液体火箭发动机,并且头部配备了返航涡扇发动机,为远场返航机动提供动力;归航方案选择航空动力返回方案,能够完成范围更广的机动任务;飞控系统选择模糊控制与滑模变结构控制相结合的控制策略,该控制律对控制系统参数的摄动和外部参数的扰动具有很好的鲁棒性。在总体方案的基础上,对CZ-RBV的总体布局参数进行了设计计算,并确定CZ-RBV的外形参数及特性参数;利用Solidworks软件对CZ-RBV的气动外形进行简化建模,并利用ANSYS CFX软件对CZ-RBV的气动特性进行了分析,分析结果表明CZ-RBV的气动外形设计合理。根据CZ-RBV的归航方案,建立了叁自由度动力学模型和运动学模型,并利用Gauss伪谱法对其归航弹道进行了优化设计。优化结果表明,在满足各种飞行条件约束的情况下,该优化方法能够得到一条满足目标函数的最优轨迹弹道,达到了节省返航燃料的目标。本文所完成的工作,可为可复用系列飞行器关键技术的研究,以及相关问题的研究提供参考。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2014-11-01）
齐旺,贺亮,卢山,阳光,孙俊[5]（2013）在《基于神经网络的重复使用助推器再入制导》一文中研究指出可重复使用助推器(RBV)是一种新型两级入轨(TSTO)、部分重复使用的运载器,可用于降低运载器发射成本。RBV再入期间的制导控制是实现安全、可靠返回的关键,本文针对重复使用助推器的特殊任务要求,将神经网络制导和标准轨迹制导及预测-校正制导进行比较分析,提出一种RBV再入的神经网络制导方法。根据预测-校正制导法产生的轨迹参数对神经网络进行训练,将RBV的状态参数作为神经网络输入,输出为RBV倾侧角。仿真结果表明,该方法实时性强、计算量小,且具有较强的鲁棒性和适应性,在初始偏差较大及RBV气动参数存在误差的情况下,均能达到较佳的落点精度,具有较好的工程应用前景。(本文来源于《第叁十二届中国控制会议论文集（C卷）》期刊2013-07-26）
刘巍[6]（2013）在《重复使用助推器多源导航信息容错技术研究》一文中研究指出随着科技和制造工艺的不断进步，众多新型导航传感器不断问世，面向新型传感器的多源导航系统和基于冗余信息的容错算法成为军事领域迫切需要研究的重点。多源导航传感器信息的网络化智能匹配与容错技术是指在未来战术武器高精度导航过程中，运用传感器网络融合理论，来实现来自多个信息源的信息统一合并的智能融合方法，是信息融合技术发展的重要方向之一。信息的智能匹配与融合过程，关系到整个导航系统的效率与融合信息的准确性、可靠性和容错性能。论文主要研究内容包括以下几个方面：1、给出用于局部传感器组的多重对称渐消容错滤波器，实现对传感器故障的高效检测、提高系统鲁棒性，为多传感器全局最优冗余匹配和容错算法提供合理判据。2、研究用于多源导航传感器组的全局分层多级最优冗余匹配模型和具有FDIR(故障检测/排除/重置)功能的容错算法，高效地分配多源传感器导航数据，并针对应用需求，开展导航信息更新非等间隔情况下的信息重迭式融合算法，增强模型和算法的可行性。3、以DBN（动态贝叶斯网络）理论为基础，结合上述提出的模型和算法，对多源传感器信息进行网络化智能匹配，对局部容错滤波估计检测功能、全局FDIR平滑重构功能和导航信息选取功能进行封装，实现多源导航传感器信息的优选匹配与融合。4、结合应用需求，进行数学仿真分析，对系统的原理、算法和可行性给予验证和分析，为进一步的工程实验奠定基础。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2013-06-01）
杨赧,穆荣军,崔乃刚,许江涛[7]（2012）在《可重复使用助推器调姿转弯段的控制系统设计》一文中研究指出针对可重复使用助推器(RBV)强非线性、强耦合、多输入/多输出的特点,在姿态变化剧烈及空域变化广的调姿转弯阶段,采用非线性动态逆控制方法设计RBV的姿态控制系统。根据时标分离原则及奇异摄动理论,将系统分为快慢两回路子系统。对所需的总控制力矩进行控制分配,由空气舵和反作用控制系统(RCS)共同执行。仿真结果表明:由该法可获得较好的动态性能和鲁棒性。(本文来源于《上海航天》期刊2012年05期）
韩鹏鑫,穆荣军,崔乃刚[8]（2011）在《可重复使用助推器组合导航技术研究》一文中研究指出为提高火箭动力返回工作模式下可重复使用助推器(RBV)的导航精度,设计了一种组合导航方案。建立了发射点惯性坐标系下的导航系统误差模型,改进了基于联邦滤波的多传感器信息融合技术。针对估计误差方差阵的特点,提出了一种分块阵求逆的部分信息融合方法。基于典型飞行环境的数学仿真表明,该组合导航方案和算法提高了RBV返回过程特别是着陆点处的导航精度。与惯性导航系统相比,组合导航的定位误差由102m级降低到5 m以内、测速误差由0.2~1.0 m/s降至0.01 m/s以内、定姿精度由0.1′提高到0.02′。(本文来源于《南京理工大学学报》期刊2011年03期）
韩鹏鑫[9]（2011）在《可重复使用助推器的导航、制导与控制方法研究》一文中研究指出航天运载系统的完全可重复使用一直是航天界追求的目标。近30多年来的研究表明,两级入轨完全可重复使用运载器是近期内能够满足第二代可重复使用运载系统技术成熟度和经济性要求的唯一可行方案。在多种两级入轨运载系统概念研究中,可重复使用助推器(RBV)的研发备受关注。本文以火箭动力返回工作模式下的RBV为背景,对其返回飞行过程中导航、制导和控制系统方案及相关关键技术展开深入的理论研究。主要研究内容包括:综合分析了当前研究和论证较多的无动力返回、航空动力返回、火箭动力返回和混合动力返回四种典型回收飞行方案及典型的返回机动模式,确定火箭动力返回工作模式的RBV作为本文的研究重点,并详细给出了典型的飞行时序。在此基础上建立了完整的RBV返回飞行模型,该模型有效地避免了姿态机动中的奇异问题,并设计了参考飞行轨迹。针对RBV的动态导航需求,提出了由惯性/卫星/大气数据系统/多普勒测速雷达/雷达高度计/激光测距仪构成的RBV组合导航系统方案,并建立了导航系统模型。提出了STUKF滤波算法并用于局部滤波估计。通过对比分析多种典型的故障检测和改进的信息融合方法,确定出比较适合RBV应用的处理方法。在此基础上,为满足动态导航需求,基于DBNs的动态信息融合理论对联邦滤波框架下信息融合方法进行改进,提出了有效的RBV导航系统主动-动态信息融合方法。针对RBV低能返回飞行中特殊的制导需求,在对比分析典型比例反馈制导方法的基础上,设计了综合考虑纵/横向耦合的改进型比例反馈制导方法。在此基础上,为进一步改善制导方法的设计效率并提高制导性能,提出了基于微分平滑和动态逆轨迹跟踪技术的微分平滑制导,该方法可通用于再入和着陆阶段,仿真结果表明该制导方法具有更高的设计效率和更好的制导性能。针对RBV大空域、强非线性、强耦合的控制系统特性和自主返回飞行控制需求,采用RCS/气动舵进行复合控制。建立了完整的RBV飞行控制系统模型,考虑到RBV返回飞行空域跨度大、环境干扰因素多等特点,基于总体气动数据分析了气动舵可以单独启用的飞行区间,提出了基于链式递增的RCS/气动舵控制分配方案和基于多模态瞬变抑制的平滑切换方法。在此基础上,分别采用动态逆和增益调度两种方法设计了飞行控制系统,基于给定总体参数的仿真对比表明,这两种方法中动态逆是更适合用于RBV返回飞行的控制系统设计方法。基于模块化处理的思想设计了GNC联调验证系统,通过参数摄动及干扰影响下的RBV返回飞行仿真,验证了本文设计的导航、制导和控制系统方案与算法的有效性。通过与航天飞机轨道器返回飞行中执行机构配置情况的对比,进一步验证了本文GNC系统方案的合理性与可行性。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2011-06-01）
许江涛,崔乃刚,吕世良[10]（2010）在《协调增益调度的重复使用助推器姿态控制设计》一文中研究指出针对可重复使用助推飞行器在大攻角飞行过程中的耦合及干扰问题,提出了基于协调增益调度策略的姿态控制器设计方法。首先,忽略大攻角飞行时俯仰、偏航、滚转通道间潜在的耦合,建立了有别于小扰动线性化的各通道线性化模型,独立设计了各通道的增益调度控制器。然后,在单通道控制的基础上,说明了协调增益调度控制策略的思想。最后,设计了协调调度控制器用于消除通道间的交叉耦合。非线性实时仿真表明,该策略使攻角最大误差降低了1~2°,侧滑角跟踪精度提高了将近0.4°,满足可重复使用助推飞行器大攻角飞行时对系统性能指标的要求,同时控制策略的设计方法物理概念清晰,易于工程实现。(本文来源于《光学精密工程》期刊2010年12期）
可重复使用助推器论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
引言重复使用运载器具有快速、廉价的特性和潜在的军事应用价值,是自由进出空间的重要技术途径之一。尽管航天飞机已经退役,但是美国对重复使用运载器的研制从未停止。美国正在不遗余力地构建低成本、高可靠的重复使用运载器系统。2011年6月15日美国空军空天司令部(AFSPC)发布了新的战略规划、研究任务与目标,以确保美国在太空及网络电磁空间(Cyberspace Space)的持续主导地位。随后,
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
可重复使用助推器论文参考文献
[1].刘博.美国蓝源公司实现火箭助推器重复使用[J].中国航天.2016
[2].韩鹏鑫,郭金花,王飞,蔡巧言.美国对可重复使用助推器项目的综合评估[J].中国航天.2016
[3].李彤.基于扰动抑制的可重复使用助推器鲁棒姿态控制方法研究[D].国防科学技术大学.2014
[4].殷亮.自主归航的可重复使用助推器总体设计与仿真研究[D].国防科学技术大学.2014
[5].齐旺,贺亮,卢山,阳光,孙俊.基于神经网络的重复使用助推器再入制导[C].第叁十二届中国控制会议论文集（C卷）.2013
[6].刘巍.重复使用助推器多源导航信息容错技术研究[D].哈尔滨工业大学.2013
[7].杨赧,穆荣军,崔乃刚,许江涛.可重复使用助推器调姿转弯段的控制系统设计[J].上海航天.2012
[8].韩鹏鑫,穆荣军,崔乃刚.可重复使用助推器组合导航技术研究[J].南京理工大学学报.2011
[9].韩鹏鑫.可重复使用助推器的导航、制导与控制方法研究[D].哈尔滨工业大学.2011
[10].许江涛,崔乃刚,吕世良.协调增益调度的重复使用助推器姿态控制设计[J].光学精密工程.2010