胡冬生
- 作品数：41 被引量：74H指数：6
- 供职机构：中国运载火箭技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术文化科学自动化与计算机技术更多>>
- 一种停泊轨道再设计的动力故障下高轨任务重规划方法
- 本发明涉及一种停泊轨道再设计的动力故障下高轨任务重规划方法，包括：在发生动力故障时进行进入停泊轨道剩余能力评估，判断运载器能否进入原停泊轨道，若能进入原停泊轨道，则进行运载器进入目标GTO轨道的剩余能力评估，若能进入目标...
- 张烽胡冬生陈海鹏汪小卫刘丙利焉宁郝宇星
- 一种月面电磁发射系统及方法
- 本发明涉及一种月面电磁发射系统，包括月面电磁发射轨道和月面电磁发射航天器，在月面电磁发射轨道上，月面电磁发射轨道与月面夹角为A°，通过直线感应电机作用产生的电磁力实现对月面电磁发射航天器的加速，在月面电磁发射轨道出口位置...
- 孔令超吴胜宝张恒浩胡冬生庄方方郝宇星焉宁张雪梅刘丙利高朝辉申麟李一帆
- 一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法
- 本发明提供了一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，包括：S1，建立火箭末级六自由度着陆动力学模型；S2，构建满足约束条件的火箭末级六自由度动力软着陆轨迹优化模型；S3，将S2轨迹优化模型中的非凸约束通过线性化方式转化为凸...
- 任宽吴胜宝汪小卫张烽焉宁李扬刘丙利胡冬生张柳张雪梅 郝宇星 邓思超
- “猎鹰重型”火箭连续成功发射影响分析
- 2019年
- 2018年2月6日-2019年6月25日,美国太空探索技术公司(SpaceX)"猎鹰重型"(Falcon Heavy)火箭先后实现了3次成功飞行,为商业用户和美国空军运送卫星载荷,可靠性不断提升,回收和重复使用技术也得到进一步验证。"猎鹰重型"火箭的连续成功发射,对世界商业航天发射市场格局、重复使用技术乃至运载火箭发展路线,都将产生重要的影响。
- 胡冬生刘楠张雨佳
- 关键词：太空探索美国空军商业用户运载火箭猎鹰
- 含滑行时间约束的真空段弹道设计研究
- 2023年
- 由于动力系统及测控资源的约束,工程中存在着末级两次点火但滑行时间受限的运载火箭真空段弹道设计问题。基于线性引力场的假设,引入含滑行时间约束的切换条件,从而将含固定滑行时长的弹道优化问题转换成对两点边值问题的迭代求解和对运动方程的积分,并通过多个算例仿真验证了该方法的正确性和有效性。同时,研究了迭代过程中滑行段不同弹道预报方法对弹道设计的影响,结果显示较高的预报精度可以获得更优的弹道设计结果。该方法提供了一种新的弹道设计思路,在总体方案论证或初步设计阶段可以替代传统设计方法,以有效提升弹道设计效率,优化火箭方案。
- 胡冬生刘楠童科伟李烁张皓
- 关键词：两点边值问题弹道设计
- 基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统
- 本发明公开了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统。其中，该方法包括以下步骤：步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制...
- 张柳吴胜宝刘丙利汪小卫胡冬生何朔张烽李扬焉宁童科伟张雪梅唐琼
- 一种运载器柔性变构型装置
- 本发明公开了一种运载器柔性变构型装置，包括机身，其特征在于，还包括：充气头锥、充气滑翔翼和若干充气装置；充气头锥置于机身的头部，充气滑翔翼置于机身靠近尾部的两侧；充气头锥包括刚性防热头锥、支撑气囊和气囊舱；通过气囊舱连接...
- 吴胜宝徐振亮 邓思超胡冬生 任宽魏唯一肖肖 艾立强郜艳琴李烁
- 通用芯级捆绑构型运载火箭方案分析与思考
- 2024年
- 通用芯级构型火箭充分利用模块化、组合化、系列化的设计理念,通过并联捆绑多个通用芯级提升火箭运载能力,规避大直径箭体结构研制难题,同时降低研制成本、加快研制进度。本文对世界主要通用芯级运载火箭的方案和参数进行了梳理和总结,并从总体方案、级间比、模块推重比、长细比、发动机节流和推进剂交叉输送等方面进行了对比和计算分析,总结出运载火箭采用通用芯级构型设计的新特征和规律,以及发动机节流和推进剂交叉输送对火箭性能的提升效果,最后形成了对通用芯级火箭方案设计的思考,力求为该类火箭总体方案论证和优化设计提供参考。
- 胡冬生王俊峰刘楠
- 一种运载火箭助推段制导与控制方法及装置
- 一种运载火箭助推段制导与控制方法及装置，包括以下步骤及相应模块：(1)获取助推飞行段的期望轨迹，设置相关参数；(2)若当前时刻是否到达助推段最大飞行时间，则控制过程结束；否则进入步骤(3)；(3)获取当前时刻运载火箭气动...
- 张烽刁萌张柳胡冬生汪小卫吴胜宝祁振强王小锭任宽张雪梅李一帆矫慧孟元军刘煜东
- 基于线性引力场的运载火箭弹道设计研究被引量：1
- 2022年
- 为了解决运载火箭末级小推重比情况下最优弹道设计的问题,达到火箭入轨速度损失更小、消耗推进剂更少的目的,采用更加准确的线性引力场模型,通过简化偏航程序角和协态变量,将真空飞行段最优推力方向转换为含有5个约束条件的两点边值问题进行求解,进而通过积分运动方程得出最优弹道。此外,结合运载火箭飞行的特点对迭代初值进行了研究,提出了协态变量和火箭飞行时间初值的设置方法,并归纳出基于线性引力场的运载火箭全程飞行弹道设计思路和设计流程。仿真结果表明:在正常推重比情况下该方法与传统方法的设计结果吻合,俯仰程序角基本呈线性变化;在给定的小推重比情况下,该方法速度损失更小,相比传统设计方法和迭代制导仿真可分别节省推进剂2.9%和2.1%,同时俯仰程序角已不能按线性化规律来设计。该设计方法具有较好的收敛性能和优化效果,对小推重比情况下的弹道设计具有良好的适应能力,可应用于运载火箭上升段全程弹道设计,也可为运载器在线轨迹规划等提供新思路。
- 胡冬生童科伟张烽刘丙利李烁
- 关键词：弹道设计
