一、新宇宙神川运载火箭进行最后的组装（论文文献综述）
兰宁远[1]（2019）在《天上宫阙——中国921（六）》文中认为天宫,新时代的国家品牌在轨飞行的航天器内独有的微重力环境,可以使人类从一个全新的视角来研究和分析许多实验现象。利用好这个环境,可以在太空医学、材料学、基础生物学、物理科学和太空制造等多方面取得突飞猛进的发展。载人飞船虽然能进行一些空间科学实验,但毕竟受任务时间所限,研究要想深入下去,就需要有一种能够长期进行试验的平台,这个平台就是轨道空间站。轨道空间站容积大、寿命长,相当于太空中的"航空母舰"。通过空间站可以进一步研究地球环境和宇宙空间,开展一系列的太空实验,实现太空工业化
林松[2]（2018）在《运载火箭“顺风车”商业发射服务的任务遴选及定价问题研究》文中认为随着我国航天事业的不断发展及商业发射市场的日渐兴起,运载火箭商业发射服务具备良好的发展前景。我国在运载火箭技术取得一个又一个突破的基础上,参与商业发射竞争力不断增强,然而在面对商业发射服务市场时,现有的商业发射服务定价体系难以适应市场化竞争需求,快速、便捷、合理成本等考虑多种因素的商业发射服务成为当前市场的首要目标。因此,以目前来看运载火箭商业发射最有潜力的方式之一—“顺风车”为主要研究对象,研究我国运载火箭商业发射服务的定价问题,对于提高我国运载火箭商业发射服务市场的竞争力具有重要的理论与现实意义。本文以“顺风车”商业发射服务模式为研究背景,通过对我国运载火箭商业发射服务现状的梳理,提取出我国运载火箭商业发射服务定价中需重点解决的主任务遴选、搭载任务遴选、发射服务定价因素研究、定价策略和考虑成本的发射服务流程优化等五个问题,并针对这五个问题运用科学合理的理论方法进行了深入系统地探究,论文主要工作如下:（1）针对运载火箭“顺风车”商业发射服务主任务的遴选问题,根据发射实际出发考虑了技术预期和商业预期,提出了基于正态云模型的主任务遴选多属性决策框架,结合前景理论构建了主任务遴选方案的寻优模型;（2）针对运载火箭“顺风车”商业发射服务搭载任务的遴选问题,考虑遴选过程中的不确定性特点建立了基于犹豫模糊的搭载任务分析框架,研究了犹豫模糊元中元素影响方案的排序,构建了基于符号距离的犹豫模糊搭载任务遴选方法,对属性权重完全未知的“顺风车”搭载任务遴选方案提供了优选方法;（3）针对运载火箭“顺风车”商业发射服务模式定价的影响因素,提出了模糊认知图对各影响因素进行推理分析,并借助灰关联计算关联度,提出了运载火箭商业发射服务定价的主要影响因素;（4）针对运载火箭“顺风车”商业发射服务模式的定价策略问题,研究我国运载火箭商业发射服务“成本加成定价”系统动力学模型,提出了“两部制线性定价”模型和寡头竞争条件下的定价仿真模型,研究了“顺风车”发射服务模式定价策略及其实施获利的条件;（5）针对运载火箭“顺风车”商业发射服务模式的成本优化问题,运用灰色GERT网络图分析了运载火箭发射流程,建立了基于客户满意度的时间、费用、可靠性的GERT联合优化模型,为运载火箭发射项目定价优化提供参考。
程子龙[3]（2017）在《采用可重复使用地月转移飞船的载人月球探测系统建模与优化研究》文中指出开展载人月球探测对于探究月球和太阳系的演化历程,拓展和提升空间科学和空间应用技术,开发和利用地月空间资源、构建地月经济圈等具有重要意义。载人月球探测任务周期长、成本高、风险大,开展探测系统方案的建模与优化研究,可以明确火箭运载能力需求,合理规划登月模块类型和规模,有利于降低载人登月任务的研发难度、缩短任务研发周期、减小任务风险。可重复使用是降低载人月球探测任务成本的重要途径,载人飞船作为载人月球探测系统中的高价值目标,其重复使用的相关研究一直备受关注。本文系统研究了基于Agent的载人月球探测系统建模方法和基于改进粒子群的载人月球探测系统决策优化方法;分析了基于近地轨道空间站支持的地月转移飞船重复使用方案,对其中关键的停泊速度增量进行了建模和优化;开展了载人月球探测系统运载火箭、近地轨道出发质量和地面出发质量的建模和优化研究。分析了载人月球探测系统的结构与功能,提出了Agent的描述模型、行为模型的描述框架,建立了载人飞船、推进飞行器、运载火箭的个体Agent模型以及多Agent交互模型。针对多Agent系统影响因素紧密耦合的特点,提出了计算试验与数据分析相结合的影响因素分析方法,通过算例验证了分析方法的有效性。为提升标准粒子群算法的全局收敛性,实现载人月球探测系统多因素耦合问题的决策优化,设计了粒子群邻域半径随迭代次数的动态更新模型,同时借鉴生物免疫学中阴性选择机制,提出了变邻域半径阴性选择粒子群算法。基于标准测试函数对改进粒子群算法的设计参数和优化效果进行分析和验证,通过应用算例验证了算法的有效性。分析了基于近地轨道空间站支持的地月转移飞船重复使用方案,建立了可重复使用载人飞船大气再入与变轨机动的动力学模型,分析了再入过程的动压、过载和热流密度等路径约束,分析了停泊速度增量的影响因素及影响规律。针对停泊速度增量的影响参数之间紧密耦合、影响趋势各异且存在边界约束的特性,采用改进粒子群算法实现了飞船再入轨道参数、飞船设计参数和控制参数的联合优化,根据算例中设定的优化参数取值范围,载人飞船停泊速度增量可以优化到100m/s量级。通过对载人飞船重复使用方案与一次性方案的计算分析表明:对于长期载人月球探测任务而言,采用可重复使用地月转移飞船方案将具有更小的质量规模和更低的任务成本。建立了运载火箭发射动力学模型和路径约束模型,提出了由改进粒子群算法和拉格朗日方程构成的运载火箭质量双层迭代优化模型,实现了运载火箭各级关机质量比和推重比的联合优化。建立了考虑飞行器干重和推进剂蒸发的推进飞行器质量计算模型,构建了基于Agent的载人月球探测系统近地轨道出发质量计算模型,采用多Agent强化学习算法优化得到了具有最小近地轨道出发质量的推进剂选型和推进任务分配方案。对可重复使用载人月球探测系统的后续飞行模式分析表明:选择空间站安全半径下方的近地轨道作为地月转移飞船与地月转移飞行器的对接轨道,能够在保证任务安全性的前提下,使得探测系统的近地轨道出发质量规模最小。针对近地轨道出发质量和运载火箭质量优化问题参数空间的异构性特征,建立了基于改进粒子群和强化学习的分层混合优化模型,实现了载人月球探测系统地面出发质量的优化。本文基于Agent建模方法实现了载人月球探测系统中个体Agent与多Agent交互行为的建模,提出了计算试验与数据分析相结合系统影响因素分析方法。为了实现载人月球探测系统中多因素耦合问题的决策优化,设计了变邻域半径阴性选择粒子群算法,并采用标准测试函数和应用算例验证了算法的有效性。分析了基于近地轨道空间站支持的地月转移飞船重复使用方案,采用设计的改进粒子群算法实现了载人飞船近地轨道停泊速度增量的优化,从方案所需速度增量角度论证了可重复使用方案的可行性。针对载人月球探测系统运载火箭质量、近地轨道出发质量和地面出发质量规模的优化问题,分别采用强化学习、改进粒子群和分层混合优化模型实现了系统质量规模的优化,可以为采用可重复使用地月转移飞船的载人月球探测系统方案的分析和论证提供参考。
王宝亮[4]（2017）在《固体脉冲式姿控小型运载器总体设计》文中认为本文以军民融合为背景,以低成本、快响应为设计目标,对固体脉冲式姿控小型运载器进行初步概念性设计,设计内容包括质量分配、动力系统、弹道设计与计算,并得出相应的结果与结论,为进一步试验迭代设计提供一定的理论基础和仿真结果。本文首先收录国内外相关型号的静态参量,并建立小型数据库,对该数据库数据进行归纳分析,量化相关经验性结论;其次,建立弹道数学模型,基于小型数据库设计解集空间,设定预定高度、射程和末端速度的约束条件;之后,先用验证函数对经典遗传算法和改进型遗传算法进行对比,验证该改进型算法的优越性,并利用该算法对总体参量进行寻优,最后用优化结果进行弹道仿真;基于初步优化参量、动力学模型以及质量特性分析对固体脉冲式姿控方案做进一步论证。
刘盼[5]（2016）在《捆绑式运载火箭一体化模型降阶、模态辨识与姿态控制设计》文中认为随着航天技术的不断发展,运载火箭已由传统的串联模式向捆绑助推器模式转变,特别是随着发射任务对运载能力的需求越来越高,捆绑式运载火箭更是朝着“通用化、模块化、大型化”方向发展,这就对运载火箭的结构动力学建模技术提出了新的要求。对于这种大型柔性航天结构,在结构动力学建模中将其离散化为多自由度系统时,自由度数目通常很大,传统的解析法、半解析法将不再适用,而且捆绑火箭振动模态通常具有低频密集性特点,耦合振动明显,传统的地面试验由于机电信号噪声的影响,使得获得的火箭模态参数容易出现“虚假”数值,增加了模态试验分析的难度。因此有必要开展捆绑火箭的模型降阶技术与模态参数辨识技术研究,使得结构动力学模型阶数得到有效缩减,并且提高运载火箭挠性参数的辨识精度。另一方面,由于捆绑火箭全箭振动形式更加复杂,传统的串联式运载火箭姿态动力学建模方法已经不能有效描述捆绑火箭复杂的姿态运动形式,捆绑火箭的姿态动力学控制设计也变得更加复杂和困难,因此需要对捆绑火箭开展全新的姿态动力学建模与控制器设计研究,来提高姿态动力学模型的准确性和控制器设计的稳定性。本学位论文在国家自然科学基金（11132001,11272202）、上海市教委科研重点项目（14ZZ021）和上海市自然科学基金（14ZR1421000）的资助下,以捆绑式运载火箭为研究对象,分别研究了结构动力学建模与一体化模型降阶方法、模态参数辨识技术、姿态动力学建模方法、控制系统多变量频域设计方法、以及火箭结构动力学与姿态稳定性关系五个方面。主要研究内容和成果总结如下:（1）以捆绑式运载火箭为研究对象,对一体化模型降阶技术进行了深入研究,给出了一个两步模型降阶方法。首先采用双协调自由界面模态综合法对运载火箭有限元模型进行局部降阶,然后采用模态价值分析方法对局部降阶后的模型阶数进一步缩减,得到最终的一体化降阶模型,最后通过数值仿真对所建模型的有效性进行验证。仿真结果表明,双协调自由界面模态综合法的计算精度高于传统的自由界面模态综合法和固定界面模态综合法,在高阶模态频率处优势尤为突出;两步降阶所得到的缩减模型不仅模态阶数更低,而且能够有效地描述原系统的动态特性。（2）对捆绑式运载火箭模态参数的辨识技术进行研究,给出一个基于系统输入和输出数据的结构模态参数辨识方法。首先采用观测器/Kalman滤波器的系统辨识方法（OKID）获取系统的Markov参数,进而采用以加速度计算格式得到的特征系统实现算法（ERA）进行火箭模态参数的识别。研究中分别考虑了三种外部激励形式:白噪声激励、正弦激励、脉冲激励,作为输入信号,加速度传感器测量输出信号。最后仿真结果表明,OKID和ERA方法能够有效地辨识出捆绑式运载火箭的模态参数,且具有很高的辨识精度。该辨识方法可以作为运载火箭地面试验的一种补充验证。（3）对捆绑式运载火箭的非线性耦合姿态动力学建模方法进行了研究,基于多柔体系统动力学建模技术推导了系统的姿态动力学模型。首先对运载火箭进行轨道设计,给出飞行轨道方程,通过弹道仿真计算得到了其飞行轨道各弹道参数;然后推导出了捆绑式运载火箭的非线性耦合姿态动力学方程,并且通过小扰动理论对该动力学方程进行化简和线性化处理,得到了小扰动线性化姿态动力学模型;最后在Adams多体动力学分析软件中对捆绑火箭进行建模和数值仿真,并与小扰动线性化姿态动力学数学模型的数值仿真进行对比分析,验证了本文推导模型的可靠性。（4）以捆绑式运载火箭的小扰动线性化姿态动力学模型为对象,开展了系统的多变量频域设计研究。首先针对姿态动力学模型状态方程的系数矩阵维度过高、传递函数中多项式系数有效位数过低的问题,设计了一种新的高精度广义传递函数计算方法,得到了系统三通道耦合的传递函数矩阵;然后基于逆Nyquist设计思想展开姿态动力学控制器的设计,得到捆绑式运载火箭助推飞行段内各个特征秒点处的姿态控制参数;最后将各秒点控制参数整合,对火箭展开全时域变系数姿态动力学数值仿真,验证了传递函数模型的准确性和姿态控制设计的有效性。（5）针对在串联模式运载火箭姿态控制建模中忽略的刚柔耦合惯性力、过载系数、纵向振动、助推器局部模态这四个因素,本文采用小扰动线性化模型,对四个方面进行研究:首先在模型中考虑和忽略与刚柔耦合惯性力相关的小扰动系数来分别进行频域控制设计和全时域姿态动力学仿真,并对两种情况下系统稳定性进行说明;接着在模型中考虑和忽略与过载相关的小扰动系数来分别进行频域控制设计与全时域姿态动力学仿真,得到过载对系统稳定性的影响;然后在模型中,考虑和忽略弹性振动方程中模态数据的纵向位移分量,在这两种情况下对控制系统进行频域控制和全时域姿态动力学仿真,得出纵向模态对姿态稳定性的影响;最后通过分析各阶模态振型,将助推器局部模态从中挑出,对其进行频域控制设计与全时域姿态动力学仿真,得到助推器局部模态对系统稳定性的影响。
郭哲星[6]（2016）在《某型运载火箭助推器组装驱动装置研制》文中研究指明液体芯级捆绑固体助推器运载火箭是目前运载火箭运用研究的热点,其中一个亟需解决的实际工程问题,是如何将重达数十吨的固体助推器与火箭芯级安全可靠地完成组装。本论文就是针对这一工程问题,对某型运载火箭助推器组装驱动装置方案进行研究设计。首先,分析设计任务书,提出方案、分析方案、综合完善方案,确定了一种机电液一体化的助推器智能驱动装置方案。设计出驱动装置的各模块和各个机构功能关系。分析计算设计指标,对连接机构、固定液压缸、直线导轨、同步伺服电机及滚珠丝杠副进行计算选型及校核。其次,搭建了控制系统总体框架,并对主要控制硬件电路和控制系统软件程序进行了设计。其中,主要硬件电路设计包括DSP最小单元电路、数据接口系统电路及伺服电机控制电路的初步设计,并根据设计电路焊接控制板。最后,分析驱动装置的运动区域及边界条件、过渡条件,提出一种基于插补法的运动轨迹规划方法,建立了驱动装置径向运动层的4-3-4型多项式组运动轨迹,在Matlab中仿真实现轨迹的生成。轨迹生成后,需要检验伺服交流系统能否跟踪运动轨迹,首先对径向运动层的交流伺服系统进行数学建模,同时采用一种反步滑膜自适应的控制方法,对伺服系统的轨迹跟踪能力进行仿真、实验验证。
王庆伟[7]（2015）在《液体火箭姿控与Pogo大回路耦合系统稳定性研究》文中认为随着液体运载火箭的结构尺寸逐渐增大,箭体的结构模态一方面呈现出低频模态密集分布的特点,另一方面导致模态的空间化分布的特点更加明显和突出。因此,推进系统的液路脉动既可能与结构纵向模态耦合,也可能与横向和扭转模态耦合。而箭体结构弹性振动则会对姿控系统的稳定产生不可忽略的影响,推进系统与结构系统的耦合可能会进一步导致箭体的姿态运动、结构弹性振动和推进系统的液路脉动构成的大回路存在相互耦合,进而影响姿控系统的稳定性。因此,研究大型液体火箭推进系统、结构系统和姿控系统之间的耦合机理,并分析其稳定性是非常有必要的。为此,本文研究了如下具体问题：研究了系统的阻尼比等参数对Pogo振动稳定性的影响机理,指出了临界阻尼比法的局限性。推进系统以单推进剂-单发动机模型,利用Hurwitz稳定性判据导出Pogo振动稳定的充分必要条件。根据临界耦合强度法研究了阻尼比等参数对Pogo振动稳定性的影响机理,发现了增大阻尼比（结构阻尼比或推进系统阻尼比）与Pogo振动稳定性之间的非单调函数关系。以某型号液体火箭模型为例,分别利用临界阻尼比法和临界耦合强度法研究推进系统的等效刚度和燃烧阻尼等物理参数对Pogo振动稳定性的影响,进一步揭示了临界阻尼比法的局限性,即Pogo振动不稳定时假设Pogo振动系统的频率近似等于结构的自然频率是不严谨的。提出了Pogo振动分析与仿真改进的Rubin模型及其快速组装方法。提出了基于“独立重量位移”描述方法,将Rubin模型中的八种物理单元重新组合,提出了九种独立单元。以单元入口端和出口端节点的脉动压强为连接条件,建立微分方程形式的改进的Rubin模型。与Rubin模型相比,该模型非奇异,可直接用于频域分析和时域仿真。而且维数降低近一半,提高了计算效率和数值稳定性。进一步根据九种独立单元的方程的特点,将其采用标准化描述,通过划分节点和单元,根据局部编号和全局编号的映射关系,提出了改进的Rubin模型的快速组装方法,大大提高了重复建模的效率和准确性。利用改进的Rubin模型,建立了含纵向、横向和扭转模态的结构系统和推进系统耦合模型,利用频域分析和时域仿真方法分析了我国长征XX1型号运载火箭Pogo振动稳定性。通过推进系统重要参数（如泵增益、泵柔度、蓄压器能量值）对Pogo振动稳定性的影响研究了推进系统与结构纵横扭模态的耦合稳定性。结果表明对于大型液体捆绑火箭,推进系统参数的变化不仅会导致结构纵向模态失稳,也会导致横向和扭转模态失稳,结构纵横扭模态与推进系统之间存在不可忽略的耦合作用。深入分析了姿控回路和Pogo回路的耦合因素,建立了姿控回路与Pogo回路组成的大回路耦合模型,揭示了推进系统对姿控回路稳定性的影响机理。该模型包含了推进系统、结构系统与姿控系统之间的相互耦合因素,且具有非奇异的优点,可直接用于频域分析和时域仿真。利用该模型研究了我国长征系列XX2型号液体捆绑火箭推进系统参数（泵增益和蓄压器能量值）对大回路耦合稳定性的影响。研究得出,推进系统的参数变化不仅引起了结构失稳,也导致了火箭的姿态运动不稳定。根据本文提出的建模及分析理论和方法,在Matlab编译环境中开发了“液体火箭推进-结构-控制耦合动力学分析软件”。该软件以改进的Rubin模型、大回路模型的建模和分析方法为基础,采用模块化设计方法,通过界面操作或命令操作的形式实现了姿控回路、Pogo回路以及“姿控-结构-推进”大回路的模型建立、频域分析和时域仿真功能。
杨松锟[8]（2015）在《航天器运载工具的发展历程分析及展望》文中研究说明航天器运载工具是指所有能够把航天器从地球送入外部空间的飞行器的统称,它主要包括运载火箭、航天飞机和空天飞机。航天器运载工具是人类进入太空的基础,实现了人类一直以来脱离地球进入太空的梦想。从人类首次掌握进入太空技术后,世界各国一直对航天器运载工具的发展高度重视,不断地对其技术进行研究和改进,推动了航天技术的高速发展。对航天器运载工具发展历程的研究,可以了解到航天器运载工具的发展水平,可以从以往的发展路线中吸收并总结经验和教训,还可以给航天器运载工具技术的研究带来新的启迪,促进航天器运载工具的发展。因此,对航天器运载工具发展历程的研究对航天器运载工具未来的发展具有重要意义。有鉴于此,论文以影响航天器运载工具演进的社会与科学发展为研究背景,对航天器运载工具发展历程进行了的回顾,阐述和分析了世界各主要航天国家的航天器运载工具的发展历程,并对典型的航天器运载工具型号及特点进行了描述;论文通过对在航天器运载工具发展历程中所反映出来的相关国家战略规划的分析,论述了战略规划在其发展过程中的必要性,探讨了制定航天器运载工具发展战略规划的主要过程。论文还通过对航天器运载工具的发展历程及发展现状的分析,对其未来关键技术的发展进行了预测,并对航天器运载工具未来的发展方向进行了展望。
陈广仁,朱宇,苏青[9]（2014）在《引领未来的科学计划》文中进行了进一步梳理制定、发布科学计划,对重要科学领域、重大前瞻问题的超前研判、提前部署、重点支持、集中研发具有重要的促进作用。本文遴选、报道国际组织、科技大国2013年发布、启动的28项重大科学计划。这28项科学计划涉及航空航天、生命科学、地球环境、能源材料、综合研发5个重要科技领域,分别是:℃航空航天:"2013—2020年俄罗斯航天行动"国家计划,中国"2013年航天计划",英国"国家航天技术计划",日本新版"宇宙基本计划",美国"战略太空技术投资计划",印度"火星探测计划",韩国"2040宇宙远景"计划,美国"小行星捕获计划","2013—2015年俄罗斯航空工业发展计划",美国"XS-1空天飞机计划";℃生命科学:欧盟"人脑工程计划",美国"推进创新神经技术脑研究计划",世界卫生组织"2013—2020年预防控制非传染性疾病行动计划";℃地球环境:中国"天气研究计划（2013—2020年）",中国"气候研究计划（2013—2020年）",美国"北极研究5年计划",中国"应用气象研究计划（2013—2020年）",中国"综合气象观测研究计划（2013—2020年）",日本"海洋基本计划（2013—2017）",中国"大气污染防治行动计划","国际海洋发现计划（2013—2023）";℃能源材料:欧盟"石墨烯计划",美国"清洁能源制造计划";℃综合研发:中国"循环经济发展战略及近期行动计划",韩国"第三次科学技术基本计划",法国"未来10年投资计划（PIA）",中国"信息化和工业化深度融合专项行动计划（2013—2018）",欧盟"地平线2020"。
赵丽娜[10]（2013）在《运载火箭快速响应技术发展研究》文中研究说明快速空间响应（Operationally responsiveness Space,ORS）概念是由美国提出的，旨在空间或者通过空间迅速、准确、果断、低成本的投送、部署以及运行空间军事物质，为作战人员提供实时或准实时的作战支持。为实现短时间的快速响应，在发展运载火箭本身技术的同时，提高地面发射场系统的整体运行效率，将会在很大程度上缩短发射周期，提高发射效率，减少人力财力物力的冗余。本文以快速空间响应为研究背景，展开了对运载火箭快速响应技术的研究，主要研究内容包括以下几个方面：首先，对快速空间响应的概念和发展状况展开调研与分析，给出了快速空间响应发展的三个阶段及其包含的内容。接着从国外小型、中大型的角度介绍了快速响应运载火箭的发展现状和技术研究现状。其次，根据建设运载火箭快速响应的要求，利用系统工程法对快速响应运载火箭的技术要素进行分析，主要侧重于运载火箭的发射模式、发射流程、发射场特征及任务流程、发射设施、测试技术以及SpaceX公司的运营管理模式等。然后利用对比分析的方法总结出了不同发射模式的优缺点。归纳了快速响应发射场未来的发展，同时优化了CZ-3A的“一平两垂”发射流程。通过对运载火箭快速响应的关键要素的分析总结，为进一步的研究提供了理论依据。再次，阐述快速响应技术发展的驱动因素，以米诺陶和猎鹰两种运载火箭为研究案例，深化开展了对国外快速响应运载火箭的研究，阐述了两种运载火箭的发展历程和自身特点，然后对其他具有快速响应特点的主要运载火箭进行了介绍，并综合分析了它们实现快速响应发射的共性，进而归纳总结了快速响应发射技术的特征。最后，根据我国运载火箭及技术的发展现状，找出我国在建设快速响应发射中所遇到的困难，并通过对国外快速响应要素的分析、快速响应具备的特征，得出我国运载火箭快速响应的启示，从而提出我国建设快速响应构想。
二、新宇宙神川运载火箭进行最后的组装（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：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（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。
三、新宇宙神川运载火箭进行最后的组装（论文提纲范文）
（1）天上宫阙——中国921（六）（论文提纲范文）
| 天宫，新时代的国家品牌 |
| 轨道上演“鹊桥会” |
| 驾驶神舟赴天宫 |
| 云霄传来中国“好声音” |
| 椰海铸剑向天歌 |
| 志在九天再“长征” |
| 温馨的天上人家 |
| 天舟，为中国梦加油续航 |
（2）运载火箭“顺风车”商业发射服务的任务遴选及定价问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 理论研究综述 |
| 1.3 研究内容与技术路线 |
| 1.4 论文创新点 |
| 第二章 基于正态云模型的运载火箭“顺风车”商业发射主任务遴选方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基本概念及问题描述 |
| 2.2.1 基本概念 |
| 2.2.2 问题描述 |
| 2.3 主要方法及结果 |
| 2.3.1 基于正态云模型相似度的主任务综合前景值测算 |
| 2.3.2 目标预期和发展预期的测度及前景值确定方法 |
| 2.3.3 主任务遴选的指标权重确定模型 |
| 2.3.4 方法分析步骤 |
| 2.4 案例分析 |
| 2.4.1 背景分析 |
| 2.4.2 数据及过程分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 基于犹豫模糊的运载火箭“顺风车”商业发射服务搭载任务遴选方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 基本概念及问题描述 |
| 3.2.1 基本概念 |
| 3.2.2 问题描述 |
| 3.3 主要方法及结果 |
| 3.3.1 搭载任务优选的犹豫模糊符号距离改进方法 |
| 3.3.2 基于符号距离的搭载任务属性权重确定方法 |
| 3.3.3 方法分析步骤 |
| 3.4 案例分析 |
| 3.4.1 背景分析 |
| 3.4.2 数据及过程分析 |
| 3.4.3 方法比较 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 基于模糊认知图的运载火箭“顺风车”商业发射服务定价影响因素分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基本概念及问题描述 |
| 4.2.1 基本概念 |
| 4.2.2 问题描述 |
| 4.3 主要方法及结果 |
| 4.3.1 基于灰色关联的模糊认知图扩展方法 |
| 4.3.2 发射服务定价影响因素分析 |
| 4.3.3 方法分析步骤 |
| 4.4 案例分析 |
| 4.4.1 背景分析 |
| 4.4.2 数据及过程分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 基于系统动力学仿真的运载火箭“顺风车”商业发射服务定价策略 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基本概念及问题描述 |
| 5.2.1 基本概念 |
| 5.2.2 问题描述 |
| 5.3 主要方法及结果 |
| 5.3.1 考虑成本加成定价和两部制线性定价的“顺风车”发射服务定价策略研究 |
| 5.3.2 寡头竞争情形下的“顺风车”发射服务定价策略研究 |
| 5.3.3 方法分析步骤 |
| 5.4 案例分析 |
| 5.4.1 背景分析 |
| 5.4.2 数据及过程分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 基于GERT网络的运载火箭“顺风车”商业发射服务定价成本优化 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 基本概念及问题描述 |
| 6.2.1 基本概念 |
| 6.2.2 问题描述 |
| 6.3 主要方法及结果 |
| 6.3.1 含“时间-费用-可靠性”的灰色GERT网络模型及解析求解 |
| 6.3.2 GERT网络表征及优化模型 |
| 6.3.3 方法分析步骤 |
| 6.4 案例分析 |
| 6.4.1 背景分析 |
| 6.4.2 数据及过程分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 结论及展望 |
| 7.1 研究总结 |
| 7.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（3）采用可重复使用地月转移飞船的载人月球探测系统建模与优化研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 载人月球探测系统研究现状 |
| 1.2.1 载人月球探测系统概述 |
| 1.2.2 载人月球探测相关计划和进展 |
| 1.2.3 载人月球探测系统建模研究进展 |
| 1.2.4 载人月球探测系统优化研究进展 |
| 1.3 论文研究内容和组织结构 |
| 第二章 基于Agent的载人月球探测系统建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 载人月球探测系统分析 |
| 2.2.1 载人月球探测系统结构与功能 |
| 2.2.2 载人月球探测系统构成要素的主要数学模型 |
| 2.3 基于Agent的载人月球探测系统建模 |
| 2.3.1 载人月球探测系统Agent描述模型 |
| 2.3.2 载人月球探测系统Agent行为模型 |
| 2.3.3 载人月球探测系统Agent交互模型 |
| 2.4 基于计算试验和数据分析的系统影响因素分析 |
| 2.4.1 基于计算试验和数据分析的影响因素分析方法 |
| 2.4.2 应用算例 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 基于改进粒子群的多Agent系统决策优化方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 变邻域半径阴性选择粒子群算法分析与设计 |
| 3.3 变邻域半径阴性选择粒子群算法验证与应用 |
| 3.3.1 基于标准测试函数的改进粒子群算法分析与验证 |
| 3.3.2 应用算例 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 可重复使用地月转移飞船近地轨道停泊速度增量建模与优化 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 地月转移飞船重复使用方案分析 |
| 4.3 地月转移飞船大气减速重复使用方案建模与约束分析 |
| 4.3.1 大气再入段建模与约束分析 |
| 4.3.2 变轨机动段建模与约束分析 |
| 4.4 停泊速度增量影响因素及影响规律分析 |
| 4.4.1 停泊速度增量影响因素分析 |
| 4.4.2 停泊速度增量影响因素的影响规律分析 |
| 4.5 基于变邻域半径阴性选择粒子群的停泊速度增量优化 |
| 4.5.1 停泊速度增量优化问题建模 |
| 4.5.2 基于变邻域半径阴性选择粒子群的停泊速度增量优化 |
| 4.5.3 算例分析与讨论 |
| 4.6 小结 |
| 第五章 基于Agent的载人月球探测系统质量建模与优化 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于变邻域半径阴性选择粒子群的运载火箭质量优化 |
| 5.2.1 运载火箭质量计算模型 |
| 5.2.2 基于变邻域半径阴性选择粒子群的运载火箭质量优化 |
| 5.2.3 算例分析与讨论 |
| 5.3 基于多Agent强化学习的近地轨道出发质量优化 |
| 5.3.1 飞行器质量计算模型与影响因素分析 |
| 5.3.2 基于Agent的近地轨道出发质量建模 |
| 5.3.3 基于多Agent强化学习的近地轨道出发质量优化 |
| 5.3.4 算例分析与讨论 |
| 5.4 基于改进粒子群和强化学习的地面出发质量优化 |
| 5.4.1 载人月球探测系统地面出发质量优化问题概述 |
| 5.4.2 基于改进粒子群和强化学习的地面出发质量优化 |
| 5.4.3 算例分析与讨论 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 论文工作总结 |
| 6.2 未来研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 A 标准测试函数及其在二维情况下的图形 |
| 附录 B 采用不同类型推进剂的推进飞行器参数 |
（4）固体脉冲式姿控小型运载器总体设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外发展及研究现状 |
| 1.2.1 小型固体运载器国内外发展 |
| 1.2.2 典型型号简介 |
| 1.3 发展趋势 |
| 1.3.1 低成本发展趋势 |
| 1.3.2 快响应发展趋势 |
| 1.3.3 全固体发展趋势 |
| 1.4 本文研究内容 |
| 第2章 总体概念设计 |
| 2.1 项目决策 |
| 2.2 建立小型数据库 |
| 2.3 小型数据库统计分析 |
| 2.3.1 起飞参量分析 |
| 2.3.2 分级参量分析 |
| 第3章 弹道数学模型及程序仿真 |
| 3.1 变质量问题的质心运动方程和绕质心转动方程 |
| 3.1.1 质系的质心运动方程 |
| 3.1.2 质系的转动方程 |
| 3.2 作用在运载器上的附加力和附加力矩 |
| 3.2.1 相对附加力 |
| 3.2.2 附加哥氏力 |
| 3.2.3 附加哥氏力矩 |
| 3.2.4 附加相对力矩 |
| 3.3 固体火箭发动机模型 |
| 3.4 仿真工况数学模型 |
| 3.4.1 引力和重力 |
| 3.4.2 地球大气模型 |
| 3.5 运载器上的气动力与气动力矩 |
| 3.5.1 运载器上的气动力 |
| 3.5.2 运载器上的气动力矩 |
| 3.5.3 小节 |
| 3.6 弹道程序编写 |
| 第4章 基于改进型遗传算法静态参量的寻优 |
| 4.1 遗传算法概述 |
| 4.2 遗传算法与其他优化算法的比较 |
| 4.3 经典遗传算法的步骤 |
| 4.4 遗传算法的基本原理与方法 |
| 4.4.1 染色体编码与解码 |
| 4.4.2 选择算子 |
| 4.4.3 交叉算子 |
| 4.4.4 变异算子 |
| 4.4.5 适应度函数 |
| 4.5 遗传算法的简单算例分析与改进 |
| 4.5.1 经典遗传算法解析步骤 |
| 4.5.2 程序结果 |
| 4.5.3 改进型遗传算法 |
| 4.5.4 改进型遗传算法程序结果 |
| 4.6 基于改进型遗传算法静态参数的优化 |
| 4.6.1 概述 |
| 4.6.2 设计变量 |
| 4.6.3 解集空间 |
| 4.6.4 优化参量 |
| 4.6.5 优化结果 |
| 第5章 脉冲式姿控发动机的论证和应用 |
| 5.1 固体脉冲式姿控发动机概述 |
| 5.2 运载器发动机质量特性分析 |
| 5.3 固体脉冲式姿控发动机可行性分析 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（5）捆绑式运载火箭一体化模型降阶、模态辨识与姿态控制设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.1.1 国内外运载火箭设计与发展趋势 |
| 1.1.2 运载火箭相关问题阐述 |
| 1.2 相关领域研究进展 |
| 1.2.1 结构动力学相关领域研究现状 |
| 1.2.2 姿态动力学相关领域研究现状 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 第二章 捆绑式运载火箭一体化模型降阶理论与研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 捆绑式运载火箭的一体化模型降阶 |
| 2.2.1 基于双协调自由界面模态综合法的局部降阶 |
| 2.2.2 基于模态价值降阶准则的整体降阶 |
| 2.3 数值仿真 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 捆绑式运载火箭的模态参数辨识技术 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 捆绑式运载火箭动力学模型 |
| 3.3 参数辨识技术理论 |
| 3.3.1 OKID系统辨识基本理论 |
| 3.3.2 基于加速度格式的特征系统算法实现 |
| 3.4 捆绑式运载火箭参数辨识仿真 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 捆绑式运载火箭姿态动力学建模与分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 运载火箭弹道方程的建立与飞行方案的设计 |
| 4.2.1 常用坐标系及其变化 |
| 4.2.2 运载火箭轨道设计中的受力分析 |
| 4.2.3 运载火箭的空间弹道方程与轨道设计 |
| 4.2.4 运载火箭轨道设计仿真 |
| 4.3 捆绑式运载火箭耦合姿态动力学分析 |
| 4.3.1 非捆绑运载火箭三通道姿态动力学模型分析 |
| 4.3.2 捆绑式运载火箭耦合姿态动力学模型分析 |
| 4.3.3 模型数值仿真与验证 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 捆绑火箭姿态控制系统的高精度设计与分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于超高精度算法的运载火箭频域模型 |
| 5.3 运载火箭多变量姿态控制系统频域设计 |
| 5.3.1 多变量控制系统理论研究 |
| 5.3.2 多变量控制系统控制设计 |
| 5.4 捆绑火箭助推飞行段全时域仿真 |
| 5.4.1 助推飞行段变参数姿态控制设计 |
| 5.4.2 助推飞行段全时域变参数仿真 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 捆绑火箭结构动力学特性与姿态稳定性关系 |
| 6.1 前言 |
| 6.2 刚柔耦合系数与姿态稳定性关系 |
| 6.2.1 刚柔耦合系数对模态频率与阻尼比影响 |
| 6.2.2 频域和时域仿真验证 |
| 6.3 火箭机动性与姿态稳定性关系 |
| 6.3.1 火箭机动性对姿态动力学影响 |
| 6.3.2 频域和时域仿真验证 |
| 6.4 火箭纵向振动与姿态稳定性关系 |
| 6.4.1 火箭纵向振动对姿态动力学影响 |
| 6.4.2 频域和时域仿真验证 |
| 6.5 捆绑火箭振动模态类型与姿态稳定性关系 |
| 6.5.1 捆绑火箭振动类型分析 |
| 6.5.2 频域和时域仿真验证 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 全文总结 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 附录Ⅰ 第四章姿态动力学耦合系数矩阵分量表达式 |
| 附录Ⅱ 简化姿态动力学方程展开式 |
| 附录Ⅲ 捆绑火箭小扰动线性化方程系数表达式 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间已发表或录用的论文 |
| 攻读博士学位期间参与的科研项目 |
（6）某型运载火箭助推器组装驱动装置研制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 国内、外研究现状 |
| 1.3 本论文完成的主要工作 |
| 2 系统方案设计 |
| 2.1 设计指标 |
| 2.2 确定总体方案 |
| 2.2.1 设计难点分析 |
| 2.2.2 设计方案分析 |
| 2.2.3 液压系统的确定 |
| 2.2.4 运动模块控制策略分析 |
| 2.2.5 控制系统的确定 |
| 2.3 本章小结 |
| 3 驱动装置机构分析设计 |
| 3.1 连接机构的设计校核 |
| 3.1.1 四连杆机构分析设计 |
| 3.1.2 夹持四连杆机构的校核 |
| 3.2 固体液压缸的设计选型 |
| 3.3 直线导轨的设计选型 |
| 3.4 伺服电机的选型 |
| 3.4.1 电机额定转速匹配 |
| 3.4.2 电机额定转矩匹配 |
| 3.4.3 电机负载惯量的计算 |
| 3.4.4 匹配伺服电机负载转矩 |
| 3.5 滚珠丝杠副的选型 |
| 3.6 本章小结 |
| 4 控制系统总体 |
| 4.1 控制系统的总体方案设计 |
| 4.1.1 主控芯片的选型 |
| 4.1.2 编写设计说明 |
| 4.2 主要硬件电路设计 |
| 4.2.1 DSP最小单元电路 |
| 4.2.2 数据接口系统电路 |
| 4.2.3 伺服电机控制电路 |
| 4.3 控制系统软件设计 |
| 4.3.1 CCS开发环境介绍 |
| 4.3.2 软件总体设计 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 组装运动轨迹规划研究 |
| 5.1 助推器组装运动分析 |
| 5.1.1 运动模块运动区域 |
| 5.1.2 无轨迹组装运动分析 |
| 5.2 基于插补法助推器助推器组装运动轨迹研究 |
| 5.2.1 轨迹规划的概述 |
| 5.2.2 4-3-4插值轨迹规划方法分析 |
| 5.2.3 助推器组装运动轨迹规划 |
| 5.3 轨迹跟踪仿真与实验 |
| 5.3.1 交流伺服系统数学建模 |
| 5.3.2 仿真及实验研究 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 论文总结 |
| 6.2 研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录1 |
| 附录2 |
（7）液体火箭姿控与Pogo大回路耦合系统稳定性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 主要符号表 |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外相关研究进展 |
| 1.2.1 Pogo振动研究现状 |
| 1.2.2 姿控系统研究现状 |
| 1.2.3 姿控系统与Pogo耦合大回路的研究现状 |
| 1.2.4 存在的问题 |
| 1.3 本文主要研究思路及内容 |
| 2 Pogo振动机理研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 单推进剂-单发动机Pogo振动模型 |
| 2.2.1 推进系统部件动力学方程 |
| 2.2.2 结构振动模态方程 |
| 2.2.3 Pogo振动模型 |
| 2.3 稳定性分析方法 |
| 2.3.1 特征值法 |
| 2.3.2 临界阻尼比法 |
| 2.3.3 临界耦合强度法 |
| 2.4 稳定性分析方法的讨论 |
| 2.4.1 特征值法 |
| 2.4.2 临界阻尼比法的局限性 |
| 2.4.3 结构和推进系统阻尼比(ξ,β)、频率比γ对Pogo振动稳定性的影响 |
| 2.5 算例 |
| 2.5.1 模型参数 |
| 2.5.2 结构阻尼比ξ对Pogo振动稳定性的影响 |
| 2.5.3 泵增益m+1对Pogo振动稳定性的影响 |
| 2.5.4 等效刚度k~*对Pogo振动稳定性的影响 |
| 2.5.5 燃烧阻尼R_c对Pogo振动稳定性的影响 |
| 2.6 小结 |
| 3 改进的Rubin模型及其组装方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 Rubin模型介绍 |
| 3.2.1 推进系统单元的控制方程 |
| 3.2.2 结构振动模态方程 |
| 3.2.3 Pogo模型 |
| 3.3 改进的Rubin模型建模方法 |
| 3.3.1 建模思想 |
| 3.3.2 独立单元 |
| 3.3.3 独立单元的动力学方程 |
| 3.3.4 推进系统的模型 |
| 3.3.5 结构的模型 |
| 3.3.6 改进的Rubin模型 |
| 3.3.7 模型正确性验证 |
| 3.4 改进的Rubin模型快速组装方法 |
| 3.4.1 单元的分类及标准化描述 |
| 3.4.2 两类单元的系数矩阵 |
| 3.4.3 模型组装方法 |
| 3.5 小结 |
| 4 长征系列型号液体火箭Pogo振动分析与仿真 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 稳定性分析方法 |
| 4.2.1 频域分析方法 |
| 4.2.2 时域分析方法 |
| 4.3 长征XX1液体火箭Pogo振动分析与仿真 |
| 4.3.1 Pogo振动稳定性分析 |
| 4.3.2 管路划分段数和蓄压器的安装位置对Pogo稳定性的影响 |
| 4.4 长征XX2液体火箭结构纵横扭模态与推进系统耦合分析与仿真 |
| 4.4.1 结构纵横扭模态与推进系统耦合模型 |
| 4.4.2 推进系统参数对含结构纵横扭模态的Pogo振动耦合稳定性的影响 |
| 4.4.3 Pogo回路仿真 |
| 4.5 小结 |
| 5 姿控系统与Pogo振动大回路耦合机理研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 姿控与Pogo大回路耦合模型 |
| 5.2.1 传统姿控回路模型 |
| 5.2.2 姿控与Pogo大回路耦合模型 |
| 5.3 长征系列XX2型号火箭大回路稳定性分析 |
| 5.3.1 分析方法 |
| 5.3.2 频域分析 |
| 5.3.3 时域仿真 |
| 5.4 小结 |
| 6 姿控系统与Pogo振动大回路耦合分析与仿真软件 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 软件设计思路 |
| 6.3 软件操作界面 |
| 6.3.1 建模 |
| 6.3.2 频域分析 |
| 6.3.3 时域仿真 |
| 6.4 算例演示 |
| 6.4.1 结构与推进耦合系统频域分析 |
| 6.4.2 姿控与推进大回路耦合系统频域分析 |
| 6.4.3 时域仿真 |
| 6.5 小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 结论 |
| 7.2 创新点 |
| 7.3 展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间科研项目及研究成果 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（8）航天器运载工具的发展历程分析及展望（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 本文的研究背景和意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.3 本文的研究内容 |
| 1.4 本文的研究方法 |
| 第2章 航天器运载工具的发展历程 |
| 2.1 航天器运载工具的概念及分类 |
| 2.1.1 航天器运载工具的概念 |
| 2.1.2 航天器运载工具的分类 |
| 2.2 第一代航天器运载工具——运载火箭 |
| 2.2.1 运载火箭简介 |
| 2.2.2 运载火箭的发展历程 |
| 2.2.3 运载火箭的发展历程分析 |
| 2.3 第一代可重复使用航天器运载工具——航天飞机 |
| 2.3.1 航天飞机简介 |
| 2.3.2 航天飞机的发展历程 |
| 2.3.3 航天飞机的退役及反思 |
| 2.4 新一代航天器运载工具——空天飞机 |
| 2.4.1 空天飞机简介 |
| 2.4.2 空天飞机的发展历程 |
| 2.4.3 空天飞机的发展历程分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 航天器运载工具发展中战略规划的作用研究 |
| 3.1 战略规划的认知 |
| 3.1.1 战略规划的概念 |
| 3.1.2 战略规划的内容 |
| 3.1.3 战略规划的意义 |
| 3.2 为发展航天器运载工具制定战略规划的必要性 |
| 3.2.1 抢占技术优势 |
| 3.2.2 降低研制风险 |
| 3.2.3 缩短研发周期 |
| 3.2.4 降低研发成本 |
| 3.2.5 维护国家安全 |
| 3.2.6 激发创新能力 |
| 3.3 航天器运载工具发展的战略规划的制定 |
| 3.3.1 需求分析 |
| 3.3.2 明确发展目标及长期发展方向 |
| 3.3.3 国外先进技术跟踪 |
| 3.3.4 关键技术分析 |
| 3.3.5 可行性分析 |
| 3.3.6 方案设计 |
| 3.3.7 演示验证 |
| 3.3.8 战略规划调整 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 航天器运载工具未来发展展望 |
| 4.1 航天器运载工具未来关键技术发展展望 |
| 4.1.1 可重复使用技术 |
| 4.1.2 重型运载火箭技术 |
| 4.1.3 数字化技术 |
| 4.1.4 快速响应技术 |
| 4.1.5 高超声速技术 |
| 4.2 航天器运载工具未来发展方向展望 |
| 4.2.1 继续发展一次性运载火箭 |
| 4.2.2 研制可重复使用的运载火箭 |
| 4.2.3 研制可重复使用的空天飞机 |
| 4.3 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（10）运载火箭快速响应技术发展研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 目录 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 “快速响应空间”研究现状 |
| 1.2.2 快速响应运载火箭发展现状 |
| 1.3 我国运载火箭发展现状 |
| 1.4 技术研究现状 |
| 1.5 研究方法 |
| 1.6 本文所要研究的内容 |
| 第2章 运载火箭快速响应要素分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 发射场及任务流程分析 |
| 2.2.1 发射场发展概况 |
| 2.2.2 发射场分类及特性分析 |
| 2.2.3 发射场的任务流程 |
| 2.2.4 发射场发展趋势 |
| 2.3 发射模式分析 |
| 2.3.1 发射模式的分类 |
| 2.3.2 发射模式的发展与应用 |
| 2.3.3 发射模式比较分析 |
| 2.4 发射流程与优化分析 |
| 2.5 发射设施及设备分析 |
| 2.5.1 发射设施与设备的形式 |
| 2.5.2 发射模式对发射设施要求 |
| 2.6 测试技术分析 |
| 2.7 管理机制分析 |
| 2.8 本章小结 |
| 第3章 国外先进运载火箭快速响应技术研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 快速响应技术的驱动因素分析 |
| 3.2.1 技术发展对快速响应的驱动 |
| 3.2.2 军事应用需求对快速响应的推动 |
| 3.2.3 国家政策对快速响应的带动作用 |
| 3.3 米诺陶系列运载火箭研究 |
| 3.3.1 米诺陶的发展历程 |
| 3.3.2 米诺陶快速响应要素分析 |
| 3.4 猎鹰系列运载火箭研究 |
| 3.4.1 猎鹰的发展历程 |
| 3.4.2 猎鹰快速响应要素分析 |
| 3.5 其他快速响应运载火箭 |
| 3.6 快速响应技术特征分析 |
| 3.6.1 开展关键技术验证 |
| 3.6.2 明确合理的战略指引 |
| 3.6.3 技术发展中的“三化”应用 |
| 3.6.4 继承与创新并存的理念 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 我国运载火箭快速响应建设启示和构想 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 我国运载火箭快速响应建设中的问题 |
| 4.2.1 发射能力与任务需要差距大 |
| 4.2.2 测试试验体系不完善 |
| 4.2.3 基础理论研究的支撑力度不足 |
| 4.2.4 多学科优化平台建设缓慢 |
| 4.2.5 运载火箭核心制造工艺基础薄弱 |
| 4.3 我国快速响应建设的建议和启示 |
| 4.3.1 加速快速响应运载火箭的研制 |
| 4.3.2 健全快速响应的发射场体系 |
| 4.3.3 选择合适发射模式、优化发射流程 |
| 4.3.4 构建“自动化、扁平化、一体化”的管理模式 |
| 4.3.5 加大政策扶持力度、注重科技人才的培养 |
| 4.4 我国运载火箭快速响应构想 |
| 4.4.1 快速响应发射任务要求 |
| 4.4.2 快速响应发射流程预案 |
| 4.4.3 一周内快速响应发射构想 |
| 4.4.4 两天内快速响应发射构想 |
| 4.4.5 数小时内快速响应发射构想 |
| 4.4.6 快速响应发射构想的实现问题 |
| 4.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
四、新宇宙神川运载火箭进行最后的组装（论文参考文献）
- [1]天上宫阙——中国921（六）[J]. 兰宁远. 神剑, 2019(06)
- [2]运载火箭“顺风车”商业发射服务的任务遴选及定价问题研究[D]. 林松. 南京航空航天大学, 2018(01)
- [3]采用可重复使用地月转移飞船的载人月球探测系统建模与优化研究[D]. 程子龙. 国防科技大学, 2017(02)
- [4]固体脉冲式姿控小型运载器总体设计[D]. 王宝亮. 北京理工大学, 2017(02)
- [5]捆绑式运载火箭一体化模型降阶、模态辨识与姿态控制设计[D]. 刘盼. 上海交通大学, 2016
- [6]某型运载火箭助推器组装驱动装置研制[D]. 郭哲星. 南京理工大学, 2016(02)
- [7]液体火箭姿控与Pogo大回路耦合系统稳定性研究[D]. 王庆伟. 大连理工大学, 2015(03)
- [8]航天器运载工具的发展历程分析及展望[D]. 杨松锟. 哈尔滨工业大学, 2015(02)
- [9]引领未来的科学计划[J]. 陈广仁,朱宇,苏青. 科技导报, 2014(31)
- [10]运载火箭快速响应技术发展研究[D]. 赵丽娜. 哈尔滨工业大学, 2013(03)