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刘蕴凯 《中国民航学院学报》1989,(2)
本文详细分析了波音飞机高频通讯(HF)天线耦合器系统的工作原理,着重介绍自动调谐电路中的相位检测器、阻抗检测器、负功率检波器及方式顺序逻辑电路的工作原理。通过对天线耦合器电路分析,弄清自动调谐信号的产生和自动调谐过程,加深对耦合器的理解,可供飞机维护人员参考,提高维护水平。 相似文献
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嫦娥一号月球探测卫星轨道设计 总被引:6,自引:5,他引:6
嫦娥一号卫星航天使命的主要科学目标是对月球及月地空间进行多种遥感探测,航天使命设计的主要和基本的部分是卫星飞行轨道的设计,其中包括在飞行过程中的轨道控制策略的设计。嫦娥一号的这条飞行轨道由三大部分组成:第一部分是绕地飞行的调相轨道,它们由周期为16h、24h、48h的三段轨道组成;第二部分是关键的地月转移轨道;第三部分是200km高度绕月飞行的使命轨道。文章给出了整个飞行轨道的设计思想。 相似文献
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为研究转移轨道卫星介质深层动态充电规律特征,针对卫星动态辐射环境的特点,基于FLUMIC思想,建立辐射带动态电子环境模式。针对动态辐射环境下星上介质深层充电的特征,使用辐射诱导电导率(RIC)模型和Geant4建立了适用于转移轨道卫星动态环境下的介质深层充电应用模型。首次对地球同步转移轨道(GTO)和嫦娥一号卫星调相轨道运行过程中介质深层充电情况进行了仿真分析。结果表明:转移轨道卫星在运行时会多次穿越辐射带区域,电子通量存在明显波动,这种波动性反映在材料的充电电位变化中。材料峰值充电电位分别为-2 846V和-4 110V,介质内部平衡电场均超过106 V/m,存在内放电风险,需要在工程设计中进行针对性防护。 相似文献
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Zhen Yang Ya-Zhong Luo Jin Zhang 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2013
A relative dynamics equation-set based on orbital element differences with J2 effects is derived, based on which a two-level approach is proposed to optimize the Mars orbital rendezvous phasing with a large difference in the initial ascending node. The up-level problem uses the revolution deviation between the target spacecraft and the chaser as the design variable, and employs a linear search to find the optimum. The low-level problem uses the maneuver revolutions, locations, and impulses as the design variables, and is solved using a hybrid genetic algorithm combined with sequential quadratic programming. To improve the solution accuracy, an iteration method is developed to satisfy the terminal constraints of the absolute numerical integration trajectory. Test cases involving Mars sample return missions with large initial node differences are presented, which show that the relative dynamics, two-level optimization model, and hybrid optimization algorithm are efficient and robust. Compared with previously published results, the total velocity increment has been further reduced by utilizing this proposed approach. It is found that a five-impulse plan requires the least quantity of propellant, and a propellant-optimal minimum rendezvous duration exists for this long-duration, large non-coplanar rendezvous problem. 相似文献
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航天器交会远距离导引段误差敏感度研究 总被引:2,自引:0,他引:2
以航天器交会对接远距离导引轨道控制精度为研究目标,从控制过程各环节入手,分析误差因素,提出了敏感度分析的方法,从控制方程推导出控制精度敏感度方程,并进行了仿真计算,分析出影响控制精度的主要因素和影响程度。 相似文献