“小飞”的杰作：地月合影

据国防科工局消息,11月28日,探月工程三期再入返回飞行试验器服务舱飞抵地月系统拉格朗日L2点,实施了地月L2点绕飞期间第一次轨道维持控制。在完成地月L2点探测活动后,服务舱将返回月球并进入环月轨道开展后续拓展试验项目。     

地月系L2点Lissajous轨道卫星对地月的跟踪规律研究

地月系L2点附近的Lissajous轨道,可以用于月球背面探测。以此为背景,研究运行于Lissajous轨道上的中继卫星对月球和地球的跟踪规律。给出非常适于两轴转动天线运动分析的Lissajous轨道卫星的姿态描述,并初步分析了该卫星本体姿态的测量方案。推导天线中心指向地心和月心的机动角变化规律,并用统计的方法给出了对地跟踪不被月球遮挡的概率;分析Lissajous轨道参数与跟踪规律的关系;基于避免同时处于遮挡区考虑,设计了中继卫星的任务交替策略;最后,研究天线波束宽度对指向精度的影响。所得跟踪规律经数值验证是正确的。     

绕月飞行的大幅值逆行轨道研究

以地-月系为背景,研究了绕月飞行的大幅值逆行轨道(DRO)的轨道稳定性,及轨道转移等问题。数值结果表明：太阳引力对DRO稳定性有破坏作用,但仍能保持较长时间的绕飞。随后,利用与DRO相切的Lyapunov轨道研究了DRO的低能轨道转移：利用地月系LL1点Lyapunov轨道的不变流形,实现DRO的快速转移;利用
LL2点Lyapunov轨道作为弱稳定边界（WSB）转移的入口,实现DRO的低能转移。显然,得到的两类转移方式完全不同于以往的研究,且数值仿真表明了设计方法的可行性。

     

地-月系平动点及Halo轨道的应用研究

地-月系统的平动点L1点及L2点的Halo轨道在探月工程中有重要的应用价值，可分别用于地月连续通信覆盖和月球背面的探测。由于在地-月系统中太阳的引力不可忽略，特别是在长时间作用以后，其动力学行为与摄动力较小的日-地系统有明显的不同。本文分析了如何利用太阳引力进入地-月系统的L1点及L2点的Halo轨道、以及由Halo轨道进入近月轨道的问题，两者综合起来构成了一条完整的地月低能转移轨道。研究结果对探月轨道设计有一定的参考价值。     

飞月轨道引力捕获设计方法研究

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计的地月转移轨道（飞月轨道），与霍曼转移相比，虽然飞行时间较长（约三、四个月），但可显著节省速度增量（可达１５０米／秒），对无人月球探测器尤为适合。应用平面圆型限制性四体问题动力学模型，选择从月球出发的初始条件。借助“地心距－时间曲线”，从平面圆型限制性四体问题转换为一般的限制性四体问题。通过典型模拟计算，分析负向积分（从月球轨道出发）初始轨道参数及太阳方位对月球探测器     

利用地月平动点轨位资源拓展航天器应用

作为地月空间中的一种重要资源,利用地月平动点轨道可以构建多种新型航天器系统,具有重要的应用价值。文章总结了国内外在地月平动点轨道应用方面的研究和论证情况,介绍了地月平动点及其轨道的特点,分析了地月平动点的可能应用领域,并提出了在对地实时观测和态势感知等方面的应用方案设想,分析了地月平动点应用涉及的轨道设计、远距离通信等关键技术,并给出了未来发展建议。     

绕月微卫星精确撞月轨道设计

为实现约束条件下的精准可控撞月,提出了基于Lambert问题的精确撞月轨道设计方法。通过求解Lambert问题,可得到撞月轨道轨控时刻的速度脉冲初值解,然后通过打靶法迭代得到撞月轨道的精确解。以"龙江二号"微卫星轨道为例,对撞月点经纬度的覆盖性,以及燃料约束下同一撞月点可行的轨控弧段进行全面分析。最后,通过月球南极水冰探测的撞月轨道设计案例,以验证本文提出的轨道设计方法的有效性。     

绕月自由返回轨道的设计与分析

绕月自由返回轨道用于早期载人登月任务及相关试验任务,对保证任务成功起了重要作用。作为可选的轨道飞行方案之一,其对当前及未来的月球探测任务设计仍具有重要的工程意义。文章阐述了给定约束条件下绕月自由返回轨道的设计方法,并基于该方法分析了绕月自由返回轨道的相关特性,为任务设计和分析提供了基础。     

月球探测器轨道设计新方法研究

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计地月转移轨道,是月球探测器轨道设计的一种新方法。与霍曼转移相比,这种新型轨道飞行时间较长(约三、四个月),但显著节省速度增量(可达150m/s),对月球探测器工程具有诱人的实际应用价值。对应用引力捕获设计地月转移轨道新方法,本文比较全面地论述了研究目标、研究内容、研究方法与步骤,并从大量算例中给出若干典型轨迹予以辅证。     

不同月球借力约束下的地月Halo轨道转移轨道设计

针对地月系L2点不同任务需求下的低耗能转移轨道设计问题,基于不变流形理论与混合优化技术,深入研究了不同月球借力约束与不同幅值Halo轨道的入轨点（简称HOI点）对转移轨道飞行时间与燃料消耗的影响,给出了HOI点选择策略。首先结合任务要求并考虑月球引力影响,在月球借力点施加不同约束条件,通过微分修正算法调整Halo轨道的稳定流形,设计月球到Halo轨道的转移轨道。采用遗传算法与微分修正算法相结合的混合优化策略,在同时考虑地球停泊轨道高度、倾角、升交点赤经与航迹角等多约束条件下,对燃料最优的地月转移轨道进行研究。最后,分析月球借力高度、借力方位角和不同HOI点对平动点转移轨道飞行时间与燃耗变化量的影响,对于考虑月球借力的地月平动点转移轨道设计与应用具有重要的参考价值。     

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。     

降落伞特性对伞舱系统运动稳定性的影响

建立了伞舱系统刚性连接和弹性连接时的数学模型,针对联盟号飞船回收系统进行了动力学仿真。分析了降落伞侧向力系数、吊带长度、降落伞和载荷质量比以及吊带性质对伞舱系统运动稳定性的影响,其结论可为伞舱回收系统的设计提供参考。     

MBD技术在航天器研制中的应用探讨

概述了基于模型的定义(Model-based Definition,MBD)技术的研究和发展,分析了以MBD为载体的特征演化过程,作为航天器设计-制造一体化协同实现的基础。从MBD在航天器研制中的应用需求出发,构建了MBD协同平台框架,探讨了MBD模型成熟度管理的协同设计方法,提出了应用MBD研制模式所面临的技术、管理等问题,并给出了相应的建议。     

航天器外伸结构的非线性特性

针对一类板式航天器外伸结构非线性振动的特点 ,建立了合理的结构模型———悬臂板 ,并且运用双边解析法研究和分析了悬臂板非线性振动的动力学特性。该方法的关键在于两个包含三角函数和多项式组成的梁函数 ,其中一个梁函数满足一边自由、一边固定的边界条件 ,另一个梁函数满足两边自由的边界条件。然后利用分离变量法推导出了悬臂板非线性振动的动力学基本方程 ,并给出了非线性振动的幅频关系。实践证明 ,这种方法对分析航天器大型外伸结构的非线性振动特性具有重要的现实意义。     

采用经纬仪测量航天相机视轴的方法分析

在卫星地面总装时,需要测量航天相机视轴之间以及相机视轴与其他敏感仪器或整星坐标系坐标轴之间的角度关系。文章以某线阵CCD相机的安装测量为例,介绍了使用经纬仪系统确定航天相机视轴的方法以及相机与相机之间、相机与整星坐标系坐标轴之间角度关系的测量。分析中对相机的光学系统进行了简化,重点介绍了测量方法的数学模型,并通过误差传递公式分析了测量精度,最后针对该测量方法的不足提出了改进措施。     

目标光学伪装效果评价方法分析

对现有伪装效果评价方法进行了简要分析,旨在形成更加科学合理的伪装效果评价方法。认为伪装效果主要表现在两个方面,一是目标本身暴露特征的降低或消除;二是目标与背景的融合程度。因此伪装效果评价也应从这两个方面进行分析。另外目标是否被发现,除了目标特征与背景特征是否一致等客观因素,还与观察判别人员的知识、经验以及分析判别能力等主观因素有关。     

塑封微电路老炼研究综述

文章介绍了塑封微电路在高可靠性领域的应用,塑封微电路可靠性研究的现状,以及塑封微电路老炼研究在塑封微电路可靠性研究中的地位。具体分析了商用塑封器件老炼当前所面临的主要问题,其中重点介绍了随着器件集成度和工艺水平的提高,元器件漏电流的增加和元器件参数差异增大是老炼研究中不可忽略的因素。针对上述问题,指出了塑封微电路老炼过程热稳定研究的迫切性,尤其对我国高可靠应用领域,并介绍了国内外相关研究现状和我国在这一领域的差距。     

临近空间电子对抗研究

随着航空航天技术的迅猛发展,临近空间的地位日益突出,未来临近空间作为航空航天区域的补充,将发挥巨大的军事应用价值。介绍了临近空间的概念和特点,讨论了临近空间军事应用,指出了临近空间电子对抗的必然性。     

A specific case of stability of cylindrical precession of a satellite

In a central Newtonian gravitational field, the motion of a dynamically symmetrical satellite along an elliptical orbit of arbitrary eccentricity is considered. The particular motion of the satellite is known when its axis of symmetry is perpendicular to the orbit plane, and the satellite rotates about this axis with a constant angular velocity (cylindrical precession). A nonlinear analysis of stability of this motion has been performed under the assumption that the geometry of the satellite mass corresponds to a thin plate. At small values of orbit eccentricity e the analysis is analytical, while numerical analysis is used for arbitrary values of e.