姿态控制
飞行器控制理论及其应用
飞行器控制理论及其应用随着人们对空中交通工具的需求的不断增长以及航空工业技术的快速发展，飞行器已成为现代社会中不可或缺的重要元素。
在飞行器的发展历程中，控制技术一直是一个重要的研究方向。
本文将介绍飞行器控制理论及其应用，在不同种类的飞行器控制系统中的应用和示例。
一、飞行器控制理论飞行器控制理论是研究飞行器姿态和运动控制的基础。
其中，姿态控制指的是控制飞行器的位置、速度和方向，而飞行控制则更多地涉及到对航班的管理和指导。
下面将分别对这两种控制理论进行介绍。
（一）姿态控制姿态控制是指控制飞行器在三维空间中的翻滚、俯仰和偏航角度。
姿态控制系统一般由传感器、控制器和执行器组成。
传感器是用来检测飞行器的姿态及其运动状态的设备，可以得到飞行器的位置信息。
控制器则根据传感器测量到的数据和设定的目标值来计算和产生控制指令。
执行器则是负责根据这些指令控制飞行器姿态的设备。
在姿态控制中，PID控制器是一种常见的方法。
它是通过比较实际输出与目标输出之间的差异，调整系统中的比例、积分和微分系数，来控制输出的设备。
例如，俯仰转动是常见的一个姿态控制问题。
在PID控制器中，比例系数可以增大俯仰角度，积分系数可用来消除积分偏差，微分系数则可以用来消除快速增加的影响。
（二）飞行控制飞行控制是指控制飞行器飞行姿态和航线。
与姿态控制不同的是，飞行控制系统是更为复杂和多元化的一个系统，因为它还需要考虑飞行器的速度和航向。
其中，飞行控制系统一般由导航、自动驾驶和飞行管理系统组成。
导航系统可以提供飞机所在的位置、速度和方向，可以通过GPS、惯性导航系统或航向指南针来实现。
自动驾驶系统一般结合了飞行管理系统，用于控制飞行器的运动。
飞行管理系统则允许飞行员设置航线，并执行飞行计划，同时追踪飞行器的状态和性能。
二、飞行器控制应用飞行器控制理论在不同类型的飞行器控制系统中被广泛应用。
下面将分别对飞行器控制在航空、无人机和宇宙飞船中的应用进行介绍。
飞行器姿态控制方法综述
飞行器姿态控制方法综述一.引言经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星探测器。
这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控制系统，飞行器在空间的运动是十分复杂的。
为使问题简单化，总是将一飞行器的空间运动分解为铅锤平面的纵向运动和水平面内的侧向运动，将飞行器在空间的角运动分解成俯仰、偏航和滚动三个角运动。
由于角运.动使飞行器的姿态发生变化，所以对角运动的控制就是对飞行器姿态的控制。
对于飞行器姿态的控制，不同的飞行器需要不同的策略，本文主要就飞行器姿态控制方法的应用与发展作一一论述。
二.姿态控制的数学模型要控制飞行器的姿态，就是要控制使飞行器三个姿态角发生变化的力矩大小。
飞行器的姿态模型可以认为是一类不确定MIMO 仿射非线性系统，如式(1)所示：()//()//()//(c o s s i n )/c o s c o s s i ns i n t a n c o s t a n x y z y x x x x x z x x x y y y x x y x y z z z x x x z x y z I I I M I I I I M I I I I M I ωωωωωωωωωψωθωθϕϕωθωθθωθϕωωθϕ=-+⎧⎪=-+⎪⎪=-+⎪⎨=-⎪⎪=+⎪=+-⎪⎩ （1） 式中，x 、y 、z 下标表示空间飞行器的三个主轴方向；I 表示相对于飞行器质心的惯量矩，设飞行器是主轴对称的，则惯量积可以忽略；ω表示飞行器相对于惯性空间的角速度;M 表示控制力矩；,,ψϕθ分别是飞行器的欧拉角。
控制了M 的大小，就可以控制飞行器按我们期望的轨迹运动。
M 由飞行器上的执行机构产生，常见的有空气舵、推力矢量发动机、反作用飞轮、喷气执行机构或由其它环境力执行机构。
三.飞行器姿态控制方法3.1空气动力控制根据运动的相对性原理和气体流动时的基本定律，当飞行器在大气中以一定的速度飞行时，飞行器都会受到空气动力的作用。
四轴飞行器控制原理简单介绍
四轴飞行器控制原理简单介绍1.姿态控制姿态控制是指控制四轴飞行器所处的空中姿态，包括横滚、俯仰和偏航。
横滚是指四轴飞行器以机体中心线为轴心向左或向右旋转；俯仰是指四轴飞行器以机体前后中心线为轴心向前或向后倾斜；偏航是指四轴飞行器以竖直轴为轴心旋转。
姿态控制可以通过四个电动马达间的配合来实现。
例如，当四轴飞行器需要向左旋转时，右侧的两个电动马达通过提高转速而左侧的两个电动马达通过降低转速，使得产生的升力不均衡，从而导致飞行器向左旋转；同样的原理，可以实现向右、向前和向后的倾斜，从而实现横滚和俯仰的控制。
偏航控制则是通过改变对角电动马达的转速来实现的。
2.高度控制高度控制是指控制四轴飞行器的飞行高度。
通常，四轴飞行器通过改变电动马达的转速来控制升力，从而控制飞行高度。
当需要升高时，四个电动马达的转速同时提高，产生更大的升力，使得飞行器上升；当需要下降时，四个电动马达的转速同时降低，减小升力，使得飞行器下降。
3.位置控制位置控制是指控制四轴飞行器在空中的位置，通常使用GPS、惯性导航系统（INS）和视觉系统来获取实时位置信息，并通过控制四个电动马达的转速来调整飞行器的位置。
位置控制通常采用反馈控制的方法，在测量到的当前位置与目标位置之间存在偏差时，通过调整电动马达的转速来减小偏差，并使飞行器逐渐趋向于目标位置。
综上所述，四轴飞行器的控制原理涉及到姿态控制、高度控制和位置控制三个方面。
通过控制四个电动马达的转速来实现姿态控制和高度控制，通过GPS、INS和视觉系统来获取位置信息，并通过反馈控制来调整飞行器的位置。
这些控制原理的运用使得四轴飞行器能够实现精准、稳定的飞行。
无人机飞行中的姿态控制技巧
无人机飞行中的姿态控制技巧在无人机飞行中，姿态控制技巧发挥着至关重要的作用。
姿态控制技巧可以使无人机在飞行过程中保持稳定的姿态，提高飞行的精度和安全性。
本文将介绍几种常用的无人机姿态控制技巧。
一、PID控制器PID（比例、积分、微分）控制器是一种经典的姿态控制技巧。
它通过不断调节控制输出以使无人机保持期望的姿态。
PID控制器根据当前姿态误差的大小来计算控制输出。
其中，比例项（P项）根据当前误差计算比例输出，积分项（I项）根据误差的积累计算积分输出，微分项（D项）根据误差变化率计算微分输出。
将三者相加得到PID输出，并作为控制指令施加给无人机。
二、模型预测控制（MPC）模型预测控制是一种基于无人机动力学模型的姿态控制技巧。
它通过预测未来一段时间内的无人机姿态，根据预测结果计算控制指令。
模型预测控制可以有效处理系统的非线性和时变性。
它使用数学模型来描述无人机的动力学行为，并根据模型进行预测和优化，从而实现精确的姿态控制。
三、自适应控制自适应控制是一种能够自我调节参数以适应外部环境和系统变化的姿态控制技巧。
在无人机飞行中，环境条件和飞行状态可能会发生变化，因此对于姿态控制器的参数也需要进行相应的调整。
自适应控制技巧可以根据系统的状态和性能指标来自动调整控制器的参数，从而提高飞行的稳定性和安全性。
四、滑模控制滑模控制是一种常用的鲁棒控制技巧，适用于具有不确定性和扰动的系统。
在无人机姿态控制中，滑模控制可以消除系统的干扰和外部扰动，使无人机能够保持稳定的姿态。
滑模控制技巧通过引入滑模面和滑模控制律来实现对无人机姿态的控制，从而提高飞行的精度和稳定性。
五、模糊控制模糊控制是一种基于模糊逻辑的控制技巧，可以用于处理系统模型不确定或难以建模的情况。
在无人机姿态控制中，模糊控制可以根据事先定义好的模糊规则和知识库来计算控制输出，从而实现对无人机姿态的控制。
模糊控制技巧可以应对复杂和非线性的控制问题，提高无人机的飞行性能和稳定性。
自主移动机器人的姿态控制技术
自主移动机器人的姿态控制技术随着科技的进步和人工智能的发展，自主移动机器人在生产、物流、医疗等各个领域得到了广泛的应用。
这些机器人需要具备灵活、高效的运动能力，而姿态控制技术是实现这一目标的重要手段。
本文将从机器人姿态控制的概念入手，分析姿态控制的需求和原理，以及姿态控制技术的应用和研究进展。
机器人姿态控制的概念姿态控制是指控制系统使机器人运动的姿态（包括位置姿态和速度姿态）按照预定要求进行变化的过程。
这个过程需要通过传感器实时获取机器人运动的状态，以及通过控制算法进行姿态控制。
可以说，姿态控制是机器人运动的基础。
姿态控制的需求和原理实现自主移动机器人的高效运动，需要机器人能够灵活地变换姿态。
比如，在遇到障碍物时，机器人需要能够自主调整行进方向和速度，以避免障碍物的阻碍。
再比如，在执行复杂任务时，机器人需要能够根据任务需求自主调整运动轨迹和速度。
姿态控制的实现原理主要是使用传感器和控制算法。
传感器可以获取机器人的状态信息，包括位置、姿态、速度等；而控制算法可以根据传感器获取的数据，通过控制器实现系统控制。
目前，姿态控制技术主要使用了惯性测量单元、GPS、激光传感器、视觉传感器和超声波传感器等多种传感器技术，以及PID控制、模糊控制、神经网络控制等多种算法技术。
姿态控制技术的应用和研究进展姿态控制技术在自主移动机器人领域的应用非常广泛。
比如，在物流场景下，机器人需要能够实现自主导航、物品搬运、仓库管理等功能；在生产场景下，机器人需要能够实现自主零件分拣、装配等工作；在医疗场景下，机器人需要能够实现自主移动、搬运医疗设备、协助医生进行手术等工作。
随着机器人姿态控制技术的进一步研究，人们可以看到更多新的技术进展和应用场景。
比如，深度学习技术可以通过大数据训练机器人自主识别和学习新的运动模式；无人机姿态控制技术可以实现更高效的空中运动；机器人协作控制技术可以实现多台机器人的协同工作等。
总结自主移动机器人的姿态控制技术是实现机器人高效运动的关键技术之一。
飞行控制律的原理与应用
飞行控制律的原理与应用1. 引言飞行控制律是指飞机飞行过程中，用来控制飞机姿态和飞行性能的控制算法。
飞行控制律的设计和应用对于飞机的稳定性、操纵性和安全性至关重要。
本文将介绍飞行控制律的基本原理和应用。
2. 飞行控制律的原理飞行控制律根据飞机的需求和动力学原理设计，主要包括姿态控制律、航向控制律和高度控制律等。
2.1 姿态控制律姿态控制律用于控制飞机的姿态，即飞机的俯仰角、滚转角和偏航角等。
常用的姿态控制律包括PID控制律和模型预测控制律等。
•PID控制律：PID控制律根据当前姿态误差、偏差的变化率和积分项来计算控制指令，实现飞机的姿态控制。
其中P项用于响应当前误差，I项用于消除系统偏差，D项用于抑制系统震荡。
•模型预测控制律：模型预测控制律基于飞机的数学模型，通过预测未来一段时间内的飞机姿态和控制效果来计算控制指令。
这种控制律能够更好地适应复杂的飞行动态。
2.2 航向控制律航向控制律用于控制飞机的航向角，使飞机保持特定航向。
常用的航向控制律包括比例控制律和模糊控制律等。
•比例控制律：比例控制律通过将当前航向角误差乘以比例增益来计算控制指令，实现飞机的航向控制。
比例增益决定了控制器对于航向误差的响应速度。
•模糊控制律：模糊控制律根据模糊推理原理，通过定义一系列模糊规则来计算控制指令。
模糊控制律具有较好的适应性和鲁棒性，在复杂的飞行环境中表现较好。
2.3 高度控制律高度控制律用于控制飞机的飞行高度，使飞机保持特定高度。
常用的高度控制律包括反馈控制律和前馈控制律等。
•反馈控制律：反馈控制律根据当前高度误差和变化率来计算控制指令，实现飞机的高度控制。
反馈控制律可以根据飞机的实际状态进行实时调整，以实现稳定的高度控制。
•前馈控制律：前馈控制律基于飞机的数学模型，通过预测未来一段时间内的高度变化来计算控制指令。
前馈控制律可以提前响应高度变化，具有较好的动态性能。
3. 飞行控制律的应用飞行控制律的应用广泛存在于飞机的自动驾驶系统和飞行操纵系统中。
卫星姿态及轨道控制方法
卫星姿态及轨道控制方法主要包括以下几种：
姿控发动机：姿控发动机用于改变卫星的姿态，其燃料喷射方向不同可以产生不同方向的推力，从而改变卫星的姿态。
姿控发动机通常采用离子推进器或化学推进器。
引力牵引：利用地球引力场，通过改变卫星的轨道高度和速度，使其受到引力牵引，从而实现姿态控制。
热控制：热控制是指通过控制卫星内部的温度，调整卫星的热平衡，从而减少热对姿态控制的影响。
智能控制系统：智能控制系统是指利用人工智能等技术，对卫星进行实时监测和预测，从而快速响应和处理各种情况，保证卫星的稳定运行。
地面仿真和控制：地面仿真和控制是指利用地面站对卫星进行仿真和控制，从而测试和验证卫星的各种性能，提高卫星的可靠性和稳定性。
总之，卫星姿态及轨道控制方法多种多样，根据实际情况选择合适的方法可以保证卫星的稳定运行。
姿态控制系统
第五章三轴稳定航天器的姿态控制1.主动控制系统的分类.a零动量系统喷气推力器飞轮控制力矩陀螺b.偏置动量系统固定偏置动量系统(WHECON)单自由度动量系统两自由度动量系统2.零动量姿态控制系统a.整星动量标称状态下整星动量为零多用于对姿态稳定度要求较高的卫星，如遥感卫星b.“正交”轮系构形反作用轮法国SPOT卫星c.“正交+1斜装”轮系构形偏置动量轮美国的陆地卫星中国的“资源一号”3.偏置动量姿态控制系统a.整星动量标称状态下整星在某一个方向(一般在轨道角速度方向)有一个非零的角动量值；比姿态角速率产生的角动量值大一个数量级以上。b.用途多用于对姿态指向要求较高的卫星；如地球静止轨道卫星。c.优点不需要偏航敏感器；抗干扰性能好。4.喷气执行机构的特点喷气推力器可以在轨道上任何位置工作，不受外界其它因素影响，应用广泛；沿卫星本体轴产生的控制力矩远大于耦合力矩，可以实现三轴解耦姿态稳定控制，使控制逻辑简单灵活；喷气产生的力矩大，过渡过程时间短，在控制器设计时可忽略干扰力矩的影响；喷气特别适用于发动机和开关控制；喷气实际是一种继电系统，稳定状态是极限环。5.极限环的特点与设计极限环的特点极限环的大小决定了航天器的姿态精度和姿态稳定度；极限环的大小决定了燃料消耗的多少。极限环的设计选择小力矩、小脉宽、大比冲、小死区的推力器，减小极限环的环宽；可以设计单边极限环，采用单边喷嘴；极限环必须满足控制系统的精度要求。6.飞轮姿态稳定系统的特点飞轮可以给出精确的连续变化的力矩，控制精度高；消耗电能，不消耗燃料，适于长寿命工作；特别适合克服周期性扰动；能够避免热气推力器对光学仪器的污染；存在饱和问题，需有一定的卸载手段；转动部件存在寿命与摩擦问题。7.反作用轮的控制模式a.力矩模式轮子的输入是力矩指令摩擦力矩的影响和补偿：当摩擦力矩小于1~2×10-3Nm时，可用此模式b.动量模式轮子的输入是期望的控制角动量没有摩擦力矩的问题，但需要对电机转速进行精确测量8.什么是长周期运动和短周期运动？滚动/偏航运动包含两种频率成分a.长周期运动频率为ωo(800公里高度的轨道，ωo为10-3rad/s量级)由轨道运动引起b.短周期运动频率为ωn(一般为ωo的几十倍)由偏置角动量和星体转动惯量引起章动8.什么是姿态捕获？从未知的或不控的初始姿态，达到飞行任务所期望姿态的控制过程；地球捕获：建立对地定向姿态。9.姿态捕获的形式a.地球-太阳捕获当采用蓄电池供电时，可直接进行地球捕获；然后利用太阳敏感器信息，控制偏航轴转动，达到三轴稳定。b.太阳-地球捕获太阳帆板供电时，为确保能源供应，应先使帆板对准太阳，捕获太阳；然后，进行地球捕获。10.捕获步骤速率阻尼后，若地球敏感器无输出时，控制星体绕xb或yb慢转使俯仰或滚动地球敏感器较快扫描到地球，从而给出滚动和俯仰的姿态信息；根据滚动和俯仰姿态信息，控制偏航轴指向地垂线；利用陀螺或太阳敏感器的信息实现偏航角控制，完成三轴对地定向。
卫星姿态控制方法研究
卫星姿态控制方法研究随着人类探索太空的步伐不断加快，卫星的运用也变得越来越广泛。
然而，在卫星发射到轨道上后，如何控制卫星的姿态仍然是一个重要问题。
因此，卫星姿态控制方法的研究也成为了当前的一个热门话题。
一、卫星姿态控制的定义及意义为了保持卫星飞行在其轨道上，以及完成各种任务，例如地面目标探测、通信与定位服务，卫星必须保持良好的姿态控制。
简单来说，姿态控制指的是通过一定的控制手段，让卫星保持特定的方向和状态，以完成各种任务。
姿态控制不仅涉及卫星的机械部件，还涉及到卫星上的各种仪器设备，如加速度计、陀螺仪等。
卫星姿态控制的意义在于，保证卫星在轨道上的稳定飞行，以及更好地完成各种任务。
同时，卫星姿态控制还能够提高卫星的寿命，降低卫星的故障率，增强卫星的可靠性和可用性。
二、卫星姿态控制方法分类卫星姿态控制方法的分类依据可以根据控制方式、以及控制对象来进行划分。
根据控制方式来划分，卫星姿态控制方法可以大致分为开环控制和闭环控制两类。
开环控制是指在预先指定的状况下，通过翼面、反推器等手段，控制卫星的姿态。
闭环控制则是通过反馈控制，将卫星当前的状态与期望的状态进行比对，从而调整卫星的姿态。
根据控制对象来划分，卫星姿态控制可以分为三轴、两轴甚至一轴控制。
三轴控制指的是对卫星三个轴（x、y、z轴）进行控制，通过三轴控制，卫星可以完成各种几何方向上的运行。
两轴控制与三轴控制类似，不同之处在于，它仅仅控制卫星的两个轴。
一轴控制则只控制卫星的一个轴。
不同的控制方式，可以选择不同的姿态控制方法。
三、卫星姿态控制方法的应用卫星姿态控制方法的应用非常广泛，涉及到通信、导航、地球资源探测、天文学研究等多个领域。
例如，在通信领域，卫星必须保持与地面接收站之间的连续通信。
为此，卫星必须定期改变它的姿态，以保持通信与接收的最佳质量。
此时，可以使用反物质（THR），催化剂、阻尼杆、磁轮等控制方法来控制卫星的姿态。
在天文学研究中，由于天文物体与地球存在相对运动，因此需要通过卫星进行观测。
盾构机的姿态控制及纠偏
❖ 5、在盾构机姿态控制中，推进油缸的形程控 制是重点。对于1.5米宽的管片，原那么上推 进油缸的形程在1700-1800mm之间，形程差 控制在0~50mm之间。形程过大，那么盾尾 刷容易露出，管片脱离盾尾较多，变形较大， 以导致管片姿态变差；形程差过大，以导致 盾尾与盾体之间的夹角增大，铰接油缸形程 差加大，盾构机推力增大，同时造成管片的 选型困难。
谢谢观赏！
2020/11/5
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❖ 2、当盾构机遇到上硬下软土层时，为防止盾 构机机头下垂，要保持上仰姿态；反之保持 下俯状态。掘进时要注意上下两段及左右两 侧的千斤顶形程差不能相差太大，一般控制 在20mm以内, 特殊情况下不能超过60.mm。
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❖ 3、当开挖面内的左，右低层软硬相差很大而 且又处于曲线段时，盾构机的方向控制比较 难。此时，可降低掘进速度，合理分配各区 的千斤顶推理，必要时，可将水平偏角放宽 到10mm/m，以加大盾构机的调向力度。当 以上操作无法将盾构机的姿态跳到合理位置 时，将考虑实用仿行刀。
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❖ 6、铰接油缸的伸出长度直接影响掘进时盾构 机的姿态，硬减小铰接油缸的长度差，尽量 控制在30mm以内，将铰接油缸的形程控制 在40-80mm之间为宜。
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❖ 四、盾构机的纠偏措施 ❖ 盾构机在掘进时总会偏离设计轴线，按规定
必须进展纠偏。纠偏必须有方案、有步骤地 进展，切忌一出现偏差就猛纠猛调。盾构机 的纠偏措施如下：
在20mm/m之内，在缓和曲线段及园曲线段， 盾构机的方向偏差量应控制在30mm/m以内, 曲线半径越小，控制难度越大。
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飞行器姿态控制系统的设计与应用
飞行器姿态控制系统的设计与应用随着航空和航天工业的发展，飞行器的设计和制造不断更新和升级。
飞行器的姿态控制系统（ACS）是其中的重要组成部分，它可以通过控制飞行器的姿态和方向，确保飞行器的稳定性和精确性。
在本文中，我们将介绍飞行器姿态控制系统的设计和应用。
一、飞行器姿态控制系统的组成部分飞行器姿态控制系统包括三个主要组成部分：传感器，控制算法和执行机构。
1.传感器传感器可以感知飞行器的角度、速度和方向等动态参数，并将其转化为电信号，传递给控制算法。
常用的传感器有加速度计、陀螺仪、磁力计等。
2.控制算法控制算法通过利用传感器获取的数据，计算出飞行器的姿态和方向，并根据预设的控制策略，控制执行机构调整飞行器的姿态和方向。
控制算法的主要技术包括模型预测控制、最优控制、自适应控制等。
3.执行机构执行机构即控制器，通过控制飞行器的发动机、螺旋桨和翼面等机构，调整飞行器的姿态、速度和方向，确保飞行器在空中的稳定性和精确性。
二、飞行器姿态控制系统的设计要点1.有效控制飞行器姿态控制系统需要实现对飞行器姿态的有效控制，以保证飞机在空中能够稳定飞行。
为此，在设计飞行器姿态控制系统时，需要充分考虑飞机的动态特性，确定合适的控制方法和参数，以确保系统可以对飞行器进行精确控制。
2.可靠稳定飞行器姿态控制系统在工作过程中需要保证驾驶员的安全，因此，系统的可靠性和稳定性是非常重要的。
在设计飞行器姿态控制系统时，需要优化控制算法，加强传感器和控制器的可靠性，以及充分考虑飞行器的结构特性，确保系统可以长时间稳定可靠地工作。
3.高效可行飞行器姿态控制系统的设计需要充分考虑工程实际应用需要，以保证飞行器姿态控制系统具有良好的实用性和可行性。
这需要设计一个简单易用、高效可行的系统，减少故障和错误的发生，并简化系统的维护和更新。
三、飞行器姿态控制系统的应用飞行器姿态控制系统广泛应用于各种类型的飞行器，如民用飞机、直升机、无人机、卫星等。
导弹姿态控制技术研究
导弹姿态控制技术研究随着现代科技的不断发展，导弹在军事领域中的应用越来越广泛。
而导弹的轨迹稳定性和命中准确性是影响导弹攻击效果的关键因素之一。
因此，导弹姿态控制技术的研究成为了当下军事科技的热门话题之一。
什么是导弹姿态控制技术？导弹姿态控制技术是指通过对导弹运动姿态的调整，以确保导弹能够在飞行过程中保持稳定、准确的飞行轨迹，最终实现精确打击目标的技术。
导弹姿态控制技术的研究包括传感器、制导控制系统、控制算法等方面。
传感器在导弹姿态控制技术中，传感器起到了重要的作用。
推进器的运行状态、导弹的飞行状态、环境影响等信息需要通过传感器进行实时监测。
制导控制系统导弹制导控制系统是指导弹所搭载的电子设备，主要包括陀螺仪、加速度计、罗盘、气动传感器等。
制导控制系统可以根据传感器获取到的信息对导弹姿态进行实时调整，使导弹在飞行过程中能够始终保持稳定的飞行轨迹。
控制算法控制算法则是导弹姿态控制技术研究中最核心并且最具有难度的部分。
控制算法需要考虑导弹飞行时受到的各种因素，并能对这些因素进行全面的、准确的分析和处理，保证导弹能够在各种飞行环境下保持稳定的姿态。
导弹姿态控制技术的应用和发展导弹姿态控制技术的应用范围相当广泛，不仅限于军事领域，还包括航天、民用航空等领域。
例如，现代卫星、飞机、导弹等的轨迹控制，都离不开导弹姿态控制技术。
在现代军事领域中，导弹姿态控制技术已经成为厉兵秣马的重要武器之一。
各国军事力量都在积极研发和应用导弹姿态控制技术，以提高导弹攻击的命中准确性。
随着科技的不断发展，导弹姿态控制技术也在不断更新迭代。
目前，一些新兴技术，例如先进传感器技术、基于机器学习的自适应控制算法等，正在被应用于导弹姿态控制技术的研究中。
分享与总结导弹姿态控制技术的研究虽然具有一定的难度，但其对于改进导弹攻击效果具有非常重要的作用。
随着科技的不断进步和更新，我们相信导弹姿态控制技术的应用领域和研究方向还会不断拓展和深入。
飞行器力学与飞行控制
飞行器力学与飞行控制飞行器力学与飞行控制是航空学中的重要领域，它涉及着飞行器在空中运动的物理原理和如何通过控制手段来实现飞行器的稳定和操控。
本文将介绍飞行器力学的基本概念和飞行控制的技术原理。
一、飞行器力学飞行器力学是研究飞行器在空中受到的力和力的作用下产生的运动的学科。
对于飞行器来说，有三个基础力，即重力、升力和阻力。
1. 重力：飞行器受到地球引力的作用，重力是垂直向下的力，可以用质量乘以重力加速度来表示。
2. 升力：飞行器在飞行过程中产生的垂直向上的力，由机翼产生。
升力的大小与机翼的形状、面积和飞行器的速度有关。
3. 阻力：飞行器在空气中移动时受到的阻碍力，阻力的大小和飞行器的速度、形状以及空气密度有关。
飞行器力学还包括其他一些重要概念，如迎角、侧滑角等。
迎角是机翼与飞行方向之间的夹角，它决定着升力和阻力的大小。
侧滑角是飞行器在水平面上的滑移角度，它涉及到飞行器的侧向稳定性和操控。
二、飞行控制飞行控制是指通过各种控制手段来实现飞行器的稳定和操控。
飞行控制系统主要包括飞行器姿态控制和飞行轨迹控制两个方面。
1. 飞行器姿态控制：姿态控制是指控制飞行器的方向、姿态和稳定状态。
飞行器姿态的变化主要由飞行器的控制面（如副翼、升降舵等）的运动引起。
通过控制这些控制面的运动，可以实现飞行器的横滚、俯仰和偏航控制。
2. 飞行轨迹控制：轨迹控制是指控制飞行器的飞行路径和终点。
飞行轨迹的控制主要依靠发动机推力和飞行器的机动性能。
通过控制发动机的推力和调整姿态，可以改变飞行器的速度、高度和飞行方向。
飞行控制还涉及到飞行器的自动控制系统和人工操纵。
自动控制系统能够根据预设的参数和算法来实现飞行器的自主飞行。
而人工操纵则是指由飞行员通过操纵杆、脚蹬等手动控制装置来操作飞行器。
三、结语飞行器力学与飞行控制是航空学中不可或缺的重要内容。
了解飞行器力学和掌握飞行控制技术对于飞行器设计、飞行操作和飞行安全都具有重要意义。
在未来的航空发展中，随着技术的进步和需求的变化，飞行器力学与飞行控制也将不断地发展和创新，为航空事业的发展做出更大的贡献。
空间站的航行原理是
空间站的航行原理是空间站的航行原理主要包括发射、轨道、姿态控制和再入四个方面。
首先是发射。
空间站的建造需要通过载人或无人航天器进行发射。
发射前需要专门的火箭进行推进，将空间站送入地球轨道。
火箭的推力、速度、角度以及航向都需要经过精确计算和调整，以确保空间站能够准确地进入预定轨道。
其次是轨道。
在发射后，空间站会进入预先规划好的轨道。
轨道的设计要考虑众多因素，如高度、倾角、速度等。
一般来说，空间站的轨道倾角会与地球的自转轴倾角相同，以便实现地球全球范围的覆盖。
轨道的高度和速度要根据任务需求来决定，低轨道适用于将来与飞船交会对接，而高轨道适用于科学实验和观测任务。
第三是姿态控制。
空间站的姿态控制是指在轨道中保持空间站稳定并使之朝向所需方向的能力。
空间站利用航天器的姿态控制系统，通过喷射推进剂或运动控制装置来控制自身的姿态。
姿态控制既可以完成空间站的调整，也可以实现与其他航天器的对接、货物转移等任务。
姿态控制的精度对于空间站的正常运行至关重要。
最后是再入。
当空间站任务完成或到达寿命时，需要将其安全地从轨道上送回地面。
再入是指空间站从轨道返回地球大气层的过程。
在再入过程中，空间站会经历极端的高温和高速，需要通过防热罩和降落伞等系统来保护其再入返回过程的安全。
再入精度要求相当高，必须进行精确计算和设计，以确保空间站能够正确、安全地返回并着陆。
总结起来，空间站的航行原理是通过发射将其送入预定轨道，通过姿态控制保持稳定，并通过再入过程将其安全送回地面。
这涉及到推进系统、轨道参数、姿态控制系统以及再入安全系统的设计与运作。
空间站的航行原理体现了航天技术的高度发展和复杂性，是多学科交叉融合的重要成果。
空间站的建造和运行为人类开展太空探索和利用提供了重要的平台和技术支持。
姿态控制
姿态控制一、站姿标准的站姿，从正面观看，全身笔直，精神饱满，两眼正视，两肩平齐，两臂自然下垂，两脚跟并拢，两脚尖张开60°，身体重心落于两腿正中；从侧面看，两眼平视，下颌微收，挺胸收腹，腰背挺直，手中指贴裤缝，整个身体庄重挺拔。
正式场合的站姿：1.垂直式站姿：身体直立，双手置于身体两侧，双腿自然并拢，女性脚跟脚尖都靠紧，男性脚跟靠紧脚尖分开呈“V”字行。
2.握手式站姿：身体直立，双臂下垂置于腹部。
女性将右手搭握在左手四指，两个拇指交叉向内不外露，丁字步；男性右手握住左手腕，贴在腹部，两脚可分开平行站立，略窄于肩宽。
(图1：垂直式站姿) (图2：握手式站姿)基本站姿要领1.脚跟相靠，脚尖分开成“V”字形或丁字步，开度为45°~60°，身体重心落在两脚之间的中心位置上。
2.两腿直立，双膝并拢，男士两脚可分开，但不得超过肩宽。
3.收腹提臀，髋部上提。
4.立腰挺胸，挺直背脊。
5.双肩平并，放松下沉。
6.双肩自然下垂，虎口向前，手指自然弯曲（中指贴裤缝）7.头正，颈直，下颚微收，双目平视前方。
二、坐姿正确规范的礼仪坐姿要求端庄而优美，给人以文雅、稳重、自然大方的美感。
坐，作为一种举止，有着美与丑、优雅与粗俗之分。
正确的礼仪坐姿要求“坐如钟”，指人的坐姿像座钟般端直，当然这里的端直指上体的端直。
1.入座时要轻、稳、缓。
走到座位前，转身后轻稳地坐下。
如果椅子位置不合适，需要挪动椅子的位置，应当先把椅子移至欲就座处，然后入座。
而坐在椅子上移动位置，是有违社交礼仪的。
2.神态从容自如(嘴唇微闭，下颌微收，面容平和自然)。
3.双肩平正放松，两臂自然弯曲放在腿上，亦可放在椅子或是沙发扶手上，以自然得体为宜，掌心向下。
4.坐在椅子上，要立腰、挺胸，上体自然挺直。
5.双膝自然并拢，双腿正放或侧放，双脚并拢或交叠或成小“V”字型。
男士两膝间可分开一拳左右的距离，脚态可取小八字步或稍分开以显自然洒脱之美，但不可尽情打开腿脚，那样会显得粗俗和傲慢。
姿态稳定与控制9-10-11
g g
e L ( g )
U g
式中： L K K1 0, g K1 由垂直陀螺以及舵回路构成了比 例式控制律的姿态角自动控制器如下：
垂直陀螺
K1
+ U
Ug u
舵回路
G (S )
e
飞机
1、比例式自动驾驶仪的控制律（以俯仰通道为例） ：
t
的过渡过程
2) 工作原理：（控制姿态过程）
如果外控制电压不为零，假定 g 0 ，则
飞机抬头 。只要 L 选的合适就可使
U g K1 g 0 。飞机原来水平等速飞行 0 0 ，舵回路输入电信号为 U g 0 ， 使升降舵向上偏 0 产生抬头力矩 M ( ) 0
经调理后（综合、放大器），送入舵回路 形成指令信号驱动舵面
升降舵 e 副翼 a 方向舵 r
飞机的姿态控制系统
姿态控制系统的构成与工作原理 飞机纵向姿态稳定与控制 飞机横侧向姿态稳定与控制
姿态控制系统的构成与工作原理
对有人驾驶的飞机，其工作状态是是由驾驶员建立的， 接通自动驾驶仪后，这一基准状态就作为自动驾驶仪的稳定 工作点。任何扰动所引起的偏差量都是相对这个工作点来说 的，操纵飞机，是在改变自动驾驶仪的工作点。 建立基准状态的条件：L=G ∑Mz=0
C C 0 I y C m, 0 mq m
当自动驾驶仪参与工作后，舵面偏转Δδ对方程 的影响：
I y Cmq Cm Cm e e e L L
阻 尼 力 矩
A/ P 阻 尼 作 用
j
s2
根轨迹如左图所示： 可见 L 增大时，一对复根 的虚部增大很快，振荡加剧
姿态控制
姿态控制一、站姿标准的站姿，从正面观看，全身笔直，精神饱满，两眼正视，两肩平齐，两臂自然下垂，两脚跟并拢，两脚尖张开60°，身体重心落于两腿正中；从侧面看，两眼平视，下颌微收，挺胸收腹，腰背挺直，手中指贴裤缝，整个身体庄重挺拔。
正式场合的站姿：1.垂直式站姿：身体直立，双手置于身体两侧，双腿自然并拢，女性脚跟脚尖都靠紧，男性脚跟靠紧脚尖分开呈“V”字行。
2.握手式站姿：身体直立，双臂下垂置于腹部。
女性将右手搭握在左手四指，两个拇指交叉向内不外露，丁字步；男性右手握住左手腕，贴在腹部，两脚可分开平行站立，略窄于肩宽。
(图1：垂直式站姿) (图2：握手式站姿)基本站姿要领1.脚跟相靠，脚尖分开成“V”字形或丁字步，开度为45°~60°，身体重心落在两脚之间的中心位置上。
2.两腿直立，双膝并拢，男士两脚可分开，但不得超过肩宽。
3.收腹提臀，髋部上提。
4.立腰挺胸，挺直背脊。
5.双肩平并，放松下沉。
6.双肩自然下垂，虎口向前，手指自然弯曲（中指贴裤缝）7.头正，颈直，下颚微收，双目平视前方。
二、坐姿正确规范的礼仪坐姿要求端庄而优美，给人以文雅、稳重、自然大方的美感。
坐，作为一种举止，有着美与丑、优雅与粗俗之分。
正确的礼仪坐姿要求“坐如钟”，指人的坐姿像座钟般端直，当然这里的端直指上体的端直。
1.入座时要轻、稳、缓。
走到座位前，转身后轻稳地坐下。
如果椅子位置不合适，需要挪动椅子的位置，应当先把椅子移至欲就座处，然后入座。
而坐在椅子上移动位置，是有违社交礼仪的。
2.神态从容自如(嘴唇微闭，下颌微收，面容平和自然)。
3.双肩平正放松，两臂自然弯曲放在腿上，亦可放在椅子或是沙发扶手上，以自然得体为宜，掌心向下。
4.坐在椅子上，要立腰、挺胸，上体自然挺直。
5.双膝自然并拢，双腿正放或侧放，双脚并拢或交叠或成小“V”字型。
男士两膝间可分开一拳左右的距离，脚态可取小八字步或稍分开以显自然洒脱之美，但不可尽情打开腿脚，那样会显得粗俗和傲慢。
机器人学中的姿态控制技术
机器人学中的姿态控制技术机器人学是指研究机器人的学科，是多学科交叉的产物，涉及计算机科学、电子工程、机械工程、控制科学等诸多领域。
在机器人学中，姿态控制技术是至关重要的一个方面。
姿态控制技术是机器人学中的一个关键技术，它能够使机器人保持某一特定姿态或进行特定的姿态变换，以适应不同的任务要求。
在研究机器人的运动控制时，姿态控制技术是必不可少的。
姿态控制技术涉及到许多方面，如传感器、控制算法等，其中传感器是技术的关键之一。
姿态传感器可以通过检测重力等物理量来测量机器人的姿态，从而提供给控制系统所需的输入信号。
这些传感器具有高精度、高速度和高可靠性等特征，常常被用于导航、控制、姿态测量和动力学研究等领域。
另一个关键的方面是控制算法，控制算法为机器人提供了具体的运动指令，使机器人能够有效地执行各种任务。
目前主要的控制算法有传统的PID控制和现代控制方法。
PID控制具有简单、稳定、有效的特点，但是对控制精度要求较高时效果并不理想。
现代控制方法通常是基于模型预测控制理论研究，并通过计算机仿真，从而在机器人控制中获得更高的效果。
机器人的姿态控制技术有着广泛的应用，如自动驾驶、工业制造、安防监控、医疗等领域。
其中，自动驾驶是一个富有挑战性的领域，因为无人驾驶汽车需要根据路况和环境信息实现精准的位置和姿态控制。
工业制造领域，机器人的姿态控制技术可以使机器人能够准确地完成各种复杂的加工任务。
在医疗领域，机器人的姿态控制技术可以有效地辅助医生完成手术等任务。
总之，姿态控制技术是机器人学中一项至关重要的技术，其应用范围广泛，将成为未来机器人技术发展的核心之一。
未来，我们可以期待，在姿态控制技术的不断创新和发展下，机器人将能更加有效地满足人们的各种需求，为人类的生产和生活带来更多的便利和益处。
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载人登月轨道设计及火箭总体方案论证姓名：苏雨学号：2015100018日期：2015年7月10日各国研究现状为推进重返月球计划, NASA 拟订了对月球进行更详细探测的具体项目。
NASA将在2009 年发射“月球勘测轨道器” (LRO), LRO 将用至少1 年的时间绘制月球表面的地形图, NASA 根据收集到的数据, 为载人登月选择最安全的着陆点。
此外, 该探测器还将对月球资源进行探测, 研究月球环境对人在月球上生存的影响。
按照目前的设想, NASA 计划2010 年将一个机器人送上月球背面的沙克尔顿环形山, 执行实地勘测任务;同时还将发射月球通信卫星, 组建登月互联网系统, 保证航天员在月球表面任何地点都能和地球进行通信联系。
俄罗斯提出的探月计划分4 步实施:第1 步是在2010 年向月球发射探测器;第2 步是从2012 年起将新一代无人驾驶月球车送上月球;第3 步在2012 -2015年进行月球矿产资源研究和其他科学研究及实验;第4 步是2020 年前在月球建立一个常设自动化基地, 用以科学研究和资源开发。
目前, 俄罗斯正在进行月球-水珠-1 探测器的设计工作。
欧洲航天局(ESA)于2006 年发射了斯玛特-1 探测器, 并在寿命末期撞击了月球表面;日本于2007 年9 月发射了月女神-1, 并还将把其月球-A 穿透式着陆器搭载在俄罗斯探测器升空;印度2008 年10 月发射了月球初航-1 。
此外, 英国、德国、韩国也制定了各自的探月计划。
中国载人登月工程规划2014年左右在深空探测领域，将把十几吨的航天器送到地球轨道，2020年前将建成自己的空间站。
在探月方面，2020年前将实现“回”的任务，即飞行器不但在月球上落下来，还取一些东西带回地球，并计划在2030年前后实现航天员登月。
二十世纪六、七十年代，美国人凭借“阿波罗”计划率先登上月球。
中国载人航天计划共有“三步走”，第一步是从“神舟一号”走到“神舟七号”，前4个载人飞船是无人的，“神五”时杨利伟上天，实现中国人第一次进入太空的梦想。
计划第二步，是继续突破载人航天的基本技术：多人多天飞行、航天员出舱在太空行走、完成飞船与空间舱的交会对接。
二体对接后，还要再分开，进行第二次交会对接，主要是为了掌握实践经验，最后实现2次无人交会对接后将实现有人交会对接任务，验证组合体飞行、人能在其中生存等问题。
第三步就是建立中国自己的空间站，先向太空打出核心舱段，再打很多舱口与其对接，用太阳翼进行发电。
载人登月轨道设想从运载系统的角度分析，实现载人登月下几种途径可供选择：（1）直接进入方式：由运载火箭一次性将登月有效载荷送入奔月轨道或环月轨道。
美国阿波罗登月计划、苏联H-1计划均采用此方式。
（2）近地轨道对接方式：运载火箭分几次将轨道转移级及登月有效载荷送入近地轨道,在轨道上对接后再起飞,由轨道转移级将登月有效载荷送入奔月轨道。
美国重返月球计划采用该方式,在近地轨道进行一次对接。
（3）环月轨道对接方式：火箭分几次将登月有效载荷送入环月轨道,在环月轨道上对接后实施登月。
（4）近地与环月轨道对接相结合的方式：火箭分几次将登月舱和轨道转移级送至近地轨道,对接后由轨道转移级将登月舱送至环月轨道同样火箭分几次将飞船和轨道转移级送至近地轨道, 对接后由轨道转移级将飞船送至环月轨道。
在环月轨道飞船和登月舱对接, 宇航员由飞船进入登月舱,分离出登月舱实施登月。
上述四种方式对运载系统的要求不同,但为实现载人登月的目的,要求运载系统奔月轨道的运载能力均在50吨级左右, 对应的环月轨道运载能力则在30吨级左右。
1.轨道设计基于上述分析, 现役和在研制的长征火箭都无力乘担载人登月任务, 而对CZ-5火箭进行改进设计,并采用交会对接技术,实现载人登月是一条相对可行的方案。
结合我国国情,设想分两阶段实施：第一阶段利用CZ-5的技术基础,采用环月轨道对接的飞行方案, 尽早实现短期载人登月探测。
第二阶段扩大载人登月规模,研制重型运载火箭采用直接进入方式或近地轨道对接的方式,实现建成“有人居住月球实验基地”的目标。
在第一阶段中, 选用环月轨道对接方案的好处在于该阶段的载人登月工程也可以分步实施, 可以考虑这一阶段的载人登月任务分三步走：第一步, 利用现有的空间实验室的规模, 将吨级左右的空间实验室发射至环月轨道上,可以对环月轨道运载火箭进行检验, 还可以利用空间实验室开展对月球更为全面的探测工作。
第二步, 是不载人登月。
分两次发射返回舱和登月探测器至环月轨道并进行对接, 探测器着陆月面采样后在月面起飞返回至环月轨道与返回舱对接, 依靠返回舱返回地面。
该阶段既可以模拟登月的全过程,又能与探月工程三期“自动采样返回”的任务相结合。
第三步, 实施载人登月。
这样对整个载人登月工程而言, 可以降低难度分步实施, 另外采用环月轨道交会对接的方案, 可以充分利用CZ-5系列的5米直径箭体结构和YF-100、YF-77、YF-7D发动机技术, 上面级也可继承在研的先进上面级的成果。
从技术继承性和经济性来看,该方案相对重型火箭的方案都有优势,可以较快地实现载人登月任务,当然需要对环月轨道交会对接对运载火箭发射窗口的影响进行深入研究。
这种方案的发射实流程相对简单：当登月飞船总重为大于30吨级时, 则需要三次发射。
在海南文昌航天发射场建两个发射工位的条件下,前两次发射可在同一天进行, 第三次载人发射可在14天后实施, 这样就可与前两次发射到环月轨道上的航天器实现共面交会对接,整个载人登月任务可在20天左右完成如果登月飞船总重量在以内,则只要两次发射即可,整个流程可缩短到10天左右。
但当采用近地轨道交会对接时, 整个发射实施流程将长达两个月左右。
第二阶段的进程取决于月球实验基地的规模。
如要求不高,则可利用第一阶段的运载方案,采用积木式构建方案,建成小型有人居住月球实验基地。
如要建成规模较大的月球基地,则需要研制重型运载火箭。
需要指出的是,重型运载火箭是实现快捷、安全载人登月和载人火星探测的必要条件, 应对其重大关键技术项目（如500t级推力液氧烃类发动机、级推力氢氧发动机、8~10m直径火箭箭体结构等及早安排预研。
未来我国的月球任务以无人月球探测和月球采样返回、载人环月飞行、有限规模载人登月、大规模月球开发为主线。
根据发射次数，载人登月可分为四次发射、三次发射和两次发射，超大型／重型运载货运运载火箭运载能力需求见表1。
表1 不同载人登月发射模式运载火箭能力需求2.仿真模型图中示意了地月转移轨道在月球影响球边界处的几何关系，具体又分两种情况：图（a ）中出口点B （即探测器到达影响球上的点）距月心段轨道升交点更近，这里称之为升段入口；图（b ）中出口点B 距月心段轨道降交点更近，称为降段入口。
图中，出口点B 的月心经纬度为B λ、B ϕ，探测器的轨道相对白道的倾角为L i ，升交点的月心经度为L Ω，ε是探测器在B 点的月心速度矢量L B v 与月心位置矢量L B r 反方向的夹角，表征了探测器对月速度的指向。
6个独立参数的选取可以有多种方式，为了便于实现轨道的拼接，6个独立参数可选为B 点的月心经度B λ、月心纬度B ϕ，探测器轨道倾角L i ，探测器在B 点的月心速度矢量L B v 与月心位置矢量L B r 反方向夹角ε，地月转移轨道入轨点半径r ，地月转移轨道入轨点A 的速度倾角A Θ。
r 和A Θ为A 点的独立轨道参数，也直接是轨道设计约束的参数。
而B λ、B ϕ、L i 和ε为B 点的独立轨道参数。
根据几何关系可以确定入口点处探测器的月心速度方向，然后根据能量守恒和动量矩守恒求得入口点地心速度大小，由此依靠二体理论可以确定地心段轨道；将入口点处地心位置、速度转换为月心位置、速度后，可以确定月心段轨道。
1.入口点月心速度方向以上标E 和L 分别表示参数相对地心和月心。
设B 点相对地心和月心的位置矢量分别为E B r 、L B r ,则其中E B r 为月球在地心白道坐标系中的位置矢量。
采用解析法可获得月球在地心黄道坐标系中的平均轨道根数，通过不复杂的状态转换与坐标转换可获得月球在地心白道坐标系中的位置与速度矢量。
式中，L a 、L e 、L i 、L L 、LΓ 、L Ω 分别表示月球公转轨道的半长轴、偏心率、黄白交角、对应当天平春分点的几何平黄经、近地点平黄经和升交点平黄经。
B 点月心速度的单位矢量为2.入口点地心速度矢量3.地月转移轨道地心段参数4. 地月转移轨道月心段参数双曲线型的月心轨道在C 点的位置矢量L C r 和速度矢量L C v 为其中式中L C r 为加速点C 的月心距，L L L B B h r v =⨯为C 点动量矩大小，L p 、L e 为月心段轨道半通径和偏心率，0L C f =︒为加速点真近点角，L ω为月心段轨道相对白道的近月点纬度幅角。
将 C 点的月心白道坐标系中的位置矢量L C r 和速度矢量L C v ，转换到月心赤道坐标系中，位置矢量和速度矢量分别为C R 和C V ，可以求出地月转移轨道在月心赤道坐标系中的倾角i、升交点赤经C 。
C3.我国登月运载火箭分析（1）登月模式：以三次发射载人登月为首选。
（2）运载能力：轨道高度270km，轨道倾角20°，运载能力80-100t。
（3）发动机：芯一级和助推４００ｔ级推力液氧煤油发动机，双喷管＋双燃烧室，泵后摇摆；芯二级氢氧发动机70/100t推力。
（4）全箭长径比：１１～１３。
（5）三匹配：载荷与整流罩有效空间匹配，助推与芯级匹配结构匹配，助推／芯级工作时间与发动机总体性能匹配。
具体方案：两级构型，６个3.35ｍ助推器与7.0ｍ芯级组成一子级，助推与芯级同时分离，通过发动机节流控制关机过载。
起飞质量3102.6t，起飞推力4067ｔ，270*270ｋｍ、20°轨道运载能力90ｔ；捆绑3.35ｍ助推器６个，每个助推器400ｔ级双喷管１台、泵后摇摆液氧煤油发动机；芯一级7.0ｍ，400ｔ级液氧煤油发动机4台；芯二级7.0ｍ，氢氧发动机70ｔ３台／100ｔ２台。
优选方案外形如图1所示。
图1 优选方案外形。