中国的气象卫星应用系统(下)

3.风云卫星全球资料的应用 (1)为境外的军事活动提供气象卫星信息和服务 2003年美国出兵伊拉克,中国气象局设立了"利用风云一号C星资料遥感监测伊拉克地区环境"的专项任务,风云一号C星切换到海外区域观测模式(LDPT)对伊拉克地区进行特殊观测.伊拉克战争期间,国家卫星气象中心连续制作生成了大量伊拉克地区环境监测产品.     

Thermomechanical analysis of boron particle combustion in oxidizing atmospheres

根据吉布斯能最小原理,利用FactSage计算了B/O体系和B/C/ H/O体系的热平衡,研究了温度、压强和物质摩尔比对平衡的影响.计算结果表明,B/O体系下,当B/O摩尔比为2:3时,随温度逐渐升高,主要的气相含硼燃烧产物由B2O3(g)转变为BO(g)和BO2(g);提高环境压强,有助于增大硼燃烧的热量释放;当温度为2400K恒定的情况下,贫燃料时的主要产物为B2O3(g)和BO2 (g),富燃料时的主要产物为B2O3(g)、BO(g)和B2O2(g).在B/C/H/O体系中,把B/C/H/O摩尔比定为2:1:2:6,在温度相对较低时,B/C/H/O体系燃烧的主要产物为HBO2 (g)、CO2 (g)、H2O(g)和B2O3 (g),此时燃料的热释放比较完全.随温度升高,之前的燃烧产物被CO(g)、BO(g)等低热释放的物质代替,说明外界温度太高不利于燃料燃烧的热量释放;同样,提高环境压强,有助于增大系统的热量释放;当温度为2400K恒定的情况下,贫燃料时的主要产物为HBO2 (g)、B2O3(g)和BO2 (g),富燃料时的主要产物为B2O3(g)、B2O2(g)、BO(g)和HBO(g).     

中国气象卫星技术成就与展望(上)

中国是继美国和前苏联之后世界上第三个自行研制、发射太阳同步轨道(极地轨道)和地球同步轨道(静止轨道)气象卫星的国家.第一代极轨气象卫星风云一号(FY-1)于1988年和1990年分别发射了A、B两颗试验卫星.经重大改进后,1999年和2002年分别发射了C、D两颗业务应用卫星,在轨运行寿命均已超过5年.新一代极轨气象卫星风云三号(FY-3)也已发射.星上装载8种探测仪器,其探测谱段覆盖了从微波到紫外光.     

2012年全球航天活动回顾(下)

四、日本 日本全年进行了2次航天发射.H-2B型火箭1月份发射了为国际空间站运送补给的"H-2转移飞行器" (HTV)3货运飞船,并搭载了日本、越南和美国的5颗小卫星,10月初从站上部署.H-2A型火箭5月份发射了本国"全球变化观测任务-水" (GCOM-W)1和韩国"韩国多用途星" (KOMPSAT)3对地观测卫星,并搭载发射了2颗小卫星.日本还有1颗商业通信卫星和1颗技术卫星分别由欧洲和印度发射.该国全年发射的有效载荷总数为9个.     

浅议美军标MIL-STD-1540E(草案)

文章简要地介绍了美军标MIL-STD-1540E(草案),探讨了1540修订的原因,同时将1540E和B、C版做了粗略的比较.通过几年的实践,美国军方认为航天器试验标准仍然是不可缺少的.     

三菱重工将投资50亿日元生产H-2B火箭

[据《福布斯》财富杂志网站(www.forbes.com)2006年报道]日本三菱重工业公司计划投资50亿日元(约0.44亿美元),用于建设新型火箭H-2B的制造厂房。H-2B的首次发射预计在2008年进行。三菱重工计划     

硼在氧化性气氛中燃烧的热力学分析

根据吉布斯能最小原理,利用FactSage计算了B/O体系和B/C/H/O体系的热平衡,研究了温度、压强和物质摩尔比对平衡的影响。计算结果表明,B/O体系下,当B/O摩尔比为2∶3时,随温度逐渐升高,主要的气相含硼燃烧产物由B2O3(g)转变为BO(g)和BO2(g);提高环境压强,有助于增大硼燃烧的热量释放;当温度为2 400 K恒定的情况下,贫燃料时的主要产物为B2O3(g)和BO2(g),富燃料时的主要产物为B2O3(g)、BO(g)和B2O2(g)。在B/C/H/O体系中,把B/C/H/O摩尔比定为2∶1∶2∶6,在温度相对较低时,B/C/H/O体系燃烧的主要产物为HBO2(g)、CO2(g)、H2O(g)和B2O3(g),此时燃料的热释放比较完全。随温度升高,之前的燃烧产物被CO(g)、BO(g)等低热释放的物质代替,说明外界温度太高不利于燃料燃烧的热量释放;同样,提高环境压强,有助于增大系统的热量释放;当温度为2 400 K恒定的情况下,贫燃料时的主要产物为HBO2(g)、B2O3(g)和BO2(g),富燃料时的主要产物为B2O3(g)、B2O2(g)、BO(g)和HBO(g)。     

前苏联运载火箭简介(一)

自1996年4月前苏联运载火箭进入国际商业卫星发射服务市场以来，其运载火箭在国际商业发射服务市场上占据了重要位置。俄罗斯等前苏联国家为降低发射成本，提高运载火箭可靠性和发射计划的灵活性做出了突出贡献。随着俄罗斯等前苏联国家的各种运载火箭以各种合作方式不断进入商业发射服务市场，有关其运载火箭的资料和信息逐渐丰富起来，我们在日常工作中掌握的有关资料也在不断完善。本文拟根据俄罗斯航空航天局(最近重组为俄联邦航天局)、国际发射服务公司、波音公司、阿里安公司和欧洲咨询公司等网站资料和有关信息，以及日常工作中积累的资料，较为系统地介绍前苏联国家进入国际发射服务市场的各种运载火箭情况。     

载人航天知识200问 2006航天员体验营营员选拔航天知识题库

1.我国载人航天七大系统包括7(闪艾刀吓G】A发射场系统B运载火箭系统C航天员系统O载人‘从合系统E测控通信系统F飞船应用系统G着陆场系统16.“神舟’’六号在太空飞行了《B)天。A .4天B .5天C .6天0.7天2.我国第一艘载人门明合是《O)。A“神舟“一号日“神舟.’三号C“神舟”四     

国内动态

全军武器装备采购需求向民企开放2015年1月4日,全军武器装备采购信息网(www.weain.mil.cn)正式上线运行。全军武器装备采购信息网是全军武器装备采购需求信息的权威发布平台,是军工企事业单位、优势民营企业产品和技术信息的重要汇集渠道。网站面向社会公众、民营企业、军队装备采购部门、军工集团等用户全面开放,可实现军队装备采购需求信息发布、企业产品和技     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。     

电缆屏蔽金属网屏蔽效能的工程计算

金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.