自由段弹道扰动引力计算的球谐函数极点变换

为提高弹道导弹自由段扰动引力赋值速度,提出了自由段扰动引力计算的球谐函数极点变换一般方法。重点针对轨道动量矩与天球交点为极点及主动段关机点为极点两种情况,推导了考虑侧向偏差和地球旋转修正的扰动引力计算的球谐函数极点变换模型。仿真分析表明:从落点偏差来看,前者扰动引力计算相对误差为1.89%,后者为6.07%,满足诸元和制导精度要求。     

捷联惯导垂线偏差的一种辅助修正方法

分析了垂线偏差产生的原因及其对导弹落点偏差的影响机理,利用制备好的垂线偏差网格数据,采取加权平均的方法计算发射点垂线偏差.介绍了目前的垂线偏差修正方法及其优缺点,提出通过修改初始姿态角的方法对垂线偏差的影响进行辅助修正,并建立了垂线偏差影响初始姿态角的数学模型.最后进行了弹道仿真,结果表明该方法能有效减小垂线偏差带来的落点偏差.     

基于有限元法的弹上扰动引力快速计算

基于点质量法提供的有限个特征点弹上扰动引力计算值,研究了用有限元数值逼近法实现扰动引力快速计算,用仿真分析有限元的空域选择和单元划分对逼近精度和计算速度的影响.结果表明:有限元法可快速精确可靠地逼近导弹弹道扰动引力,提高射击精度.     

弹道导弹主动段扰动引力的一种逼近算法

弹道导弹扰动引力的计算量非常大,目前的弹载计算机因计算速度限制,是不可能实现计算的,必须采用快速的扰动引力逼近算法。针对地面司托克斯积分方法等方法计算扰动引力的不足,提出了利用重力线求解重力的一种方法,并用该方法计算标准弹道附近的扰动引力,作为实际弹道扰动引力的逼近准备数据。给出了弹道主动段扰动引力的BP-神经网络逼近算法,并通过算例证明扰动引力的神经网络逼近是可行的。     

扰动引力的神经网络逼近算法

弹道导弹扰动引力的计算量非常大,在目前的弹载计算机上进行计算是不可能实现的,必须采用快速的扰动引力逼近算法。提出了扰动引力的BP-神经网络逼近算法,分析了该算法的逼近效果以及弹上计算实现的可能性。通过算例证明扰动引力的神经网络逼近是可行的。     

利用有限元方法逼近飞行器轨道主动段扰动引力

为了克服引力位系数模型计算飞行器轨道主动段扰动引力所存在的计算量大，并且难以进行实时计算的缺点，提出利用有限元内插的方法对主动段扰动引力进行逼近。根据有限元分析中区域剖分插值的原理，采用了对飞行器轨道周围有限范围的空间区域进行有限元剖分的方式，计算出各剖分单元每个顶点处的扰动引力，然后利用剖分单元各顶点的扰动引力分量内插出飞行器轨道点对应的扰动引力分量值。计算过程和结果表明，这种方法能够快速、精确可靠地逼近飞行器轨道主动段扰动引力，满足了有关文献中所提出的要求。     

天体引力场——一类有用的太空资源

人类要实现航天,必须克服地球引力的束缚。但是,不应凭这一点,就认为地球的引力场只有不利的一面。实际上,地球引力场既是世间万物存在和发展的必要条件,又提供了航天器在近地空间中运动时所受到的主要的外力。应该说,包括地球在内的各种天体的引力场是一类有用的太空资源。     

应用模糊控制方法的扰动引力计算

为了解决弹道导弹扰动引力计算精度与速度的矛盾,利用模糊控制的特点,通过对模糊控制器的改进,成功将模糊控制运用于扰动引力的计算。从计算思路、基本点扰动引力的计算、分级模糊控制规则的具体改进等方面进行了详细分析,仿真结果表明:运用所提出的模糊控制方法计算得到的扰动引力与真值误差很小,而计算速度远快于分层点质量法等常规方法。     

神秘的黑洞

天文学家预言,当一个质量较大的恒星耗尽所有燃料后,会因自身的引力而坍塌,渐渐形成黑洞。恒星内部的引力会变得如此巨大,以至于它的密度越来越大,同时也使得星体内的引力不断增强。随着引力的增大,恒星的半径将小于引力半径。一旦越过这一点,恒星就会消失不见,只剩下自己的引力场!     

不规则形状小行星引力环境建模及 球谐系数求取方法

在实施小行星探测任务之前,需要对不规则形状小行星的引力场有一个清楚的认识,以便于进行环绕或着陆小行星的轨道设计。文章提出了一种小行星引力场建模及球谐系数的求取方法。首先,由多面体模型方法重构出小行星外部的引力环境并以此作为虚拟观测量。在此基础上,根据球谐系数与引力势能间的关系,通过求解超定线性方程组得到小行星引力场的各阶次球谐系数。与传统的将小行星近似成三轴椭球体进而计算球谐系数的方法相比,该方法可大幅度提高引力场建模的精度。通过与由NEAR探测器轨道数据解算的Eros433小行星的球谐系数比较表明,其最大误差不超过6%。计算表明,该方法可以为小行星探测任务发射前的轨道设计提供更为精确的数据。     

航天员微重力作业训练系统重力补偿控制策略

针对航天员微重力作业训练系统的重力场补偿控制这一关键技术,进行了理论和实验研究。分析了模拟微重力环境的机理,确定了微重力作业训练系统的总体结构方案,提出了一种基于电流反馈的重力补偿控制及多干扰力补偿控制策略。通过虚拟重力补偿控制实验,验证了在地面环境、动态作业过程中,模拟物体在不同空间重力加速度环境下的运动规律,实现了在重力方向模拟空间环境下物体移动的作业训练效果。研究成果为在地面实现三维作业训练系统的控制奠定了基础。     

State propagation in an uncertain asteroid gravity field

Various spacecraft have been and will be sent to asteroids to characterize them. Generally, an asteroid's gravity field is very irregular and not accurately known when compared to the gravity field of a major planet, Earth in particular. It has been well studied that the irregularity significantly affects the trajectory of an orbiting spacecraft, and causes it to impact or to escape from the asteroid. Complementary to that, this paper focuses on the influence of the limited knowledge of this gravity field on the evolution of the spacecraft's orbit. It develops a general method by which this influence can be quantified. This method comprises specific Monte Carlo simulations with a discrete set of low-altitude orbits, taking into account the uncertainties in the gravity-field parameters. For illustration purposes, it is applied to two different asteroids. Already after three revolutions, the gravity-field uncertainties propagate to significant position uncertainties; this specifically holds for prograde orbits, and around the smaller asteroid. Applying this robust and accurate method helps mission designers and planners to assess the risk posed by gravity uncertainties, and take appropriate measures such as choosing the most favorable orbital geometries and/or lowering the orbit more slowly.     

月球探测器LP精密定轨及月球重力场模型解算

对美国1998年发射的月球探测器LP任务阶段共19个月的双程测距测速轨道跟踪数据进行了精密定轨,对定轨结果通过轨道残差及重复弧段差异进行了精度评价。利用LP正常任务阶段三个月的轨道跟踪数据进行了月球重力场模型解算,通过重力场功率谱、轨道残差和月球自由空气重力异常对解算模型进行了精度评价。结果表明精密定轨及月球重力场模型解算合理。对进一步融合嫦娥一号轨道跟踪数据和LP数据解算自主的高精度月球重力场模型具有参考意义。
　
     

月球卫星轨道摄动及冻结轨道研究

利用理论分析、数值仿真与相图分析,论述了月球卫星冻结轨道与地球卫星冻结轨道的区别,分析结果表明,月球重力场存在较大异常,会引起月球卫星轨道发生较大漂移。月球冻结轨道在田谐项影响下,还存在中等周期的漂移。仅简单考虑带谐项系数,无法求得完美的月球冻结系数。月球重力场异常对绕月卫星的影响与地球相比存在很大区别。月球轨道卫星的长期运行与控制策略的设计,不能按照地球轨道卫星的传统方法。目前使用的月球引力模型精度较差,尽管基于这些不可靠的引力模型,可以得出很多有用结论,但对未来高精度的月球探测任务来说,还存在不足,需要在将来的月球探测任务中,探测高精度的月球重力场,以利于未来月球探测航天系统的任务分析与设计。     

高精度星间微波测距技术

卫卫跟踪（SST）技术是目前地球重力场测量最有价值和应用前景的方法之一。高精度K波段星间微波测距系统（KBR K Band Ranging System）低低卫卫跟踪（SST-Ⅱ）重力卫星的关键有效载荷，它是一微米量级的测距系统，通过处理高精度的星间距离和距离变化率数据，可以恢复出地球重力场。在研究星间双路微波测距原理的基础上，提出了一种KBR系统的基本结构，详细描述了数据处理过程和KBR系统研究需要突破的关键技术，分析了国内目前的研究水平，给出了我国未来开展KBR系统研究的一些建议。     

固体火箭点火超压形成机理与影响因子研究

为研究固体火箭点火超压的形成机理和影响因子，以Ariane 5火箭固体助推器1/35缩比模型为研究对象，〖JP+1〗基于可压缩气体三维Navier-Stokes方程建立固体火箭尾焰流场的数学模型。同时，使用有限速率/涡耗散模型表征尾焰复燃反应，采用有限体积法求解火箭尾焰流场控制方程，得到箭体尾部近场的点火超压幅值与分布情况。与试验数据比较，数值结果较好的反映了点火超压的过程特性。进而，采用该数学模型和求解方法，研究了点火超压的影响因子。计算结果表明，尾焰复燃反应对点火超压的影响较小，与无复燃反应的计算结果比较，点火超压的峰值相对变化幅度不大于1.85%，点火超压的波形与分布特性的变化可以忽略；建压速率越快，点火超压峰值越大，且呈非线性比例关系增长；喷管膨胀比主要影响点火超压的波形，对其峰值影响较小。     

月球重力场环境对月球卫星轨道影响分析

文章分析了月球复杂的重力场环境对月球卫星轨道运行的影响。通过月球卫星冻结轨道与地球卫星冻结轨道的对比分析,结果表明月球重力场存在较大异常,并由此引起月球卫星轨道发生较大漂移。另外,月球冻结轨道在带谐项影响下还存在中等周期的漂移,仅简单考虑带谐项系数无法求得完美的月球冻结系数。由于月球重力场异常对绕月卫星的影响与地球轨道卫星情况相比存在很大差异,因此月球轨道卫星的长期运行与控制策略的设计必须充分考虑此影响。     

考虑重力影响的太阳翼模型修正方法研究

太阳翼结构地面模态试验时重力导致的几何非线性不能忽略,因此提出了一种考虑重力影响的柔性结构动力学模型修正方法。首先推导了地面环境下结构的切线刚度矩阵,求解广义特征值,得到重力影响下的模态,对试验和计算得到的模态振型进行匹配,并进行参数的灵敏度分析,选取合适的修正参数并迭代求解参数的修正量。以展开锁定情况下的太阳翼组合结构为研究对象,对比研究发现重力对模态频率有影响,采用分步修正策略,依次对单翼板弹性参数和翼板间连接刚度进行修正,研究结果表明本文方法不仅收敛速度较快,且具有较高的精度。