微小卫星轨道姿态一体化确定算法研究

突破卫星轨道和姿态参数分别确定的传统模式,提出了以三轴磁强计和太阳敏感器为测量元件的轨道姿态一体化确定算法.由于地磁场是时间和位置的函数,而三轴磁强计指向又与卫星姿态相关,所以三轴磁强计的测量值既与轨道有关,又与姿态有关.充分利用磁强计和太阳敏感器的测量值中包含的轨道和姿态信息,推导出卫星轨道姿态一体化确定的扩展卡尔曼滤波算法.在太阳不可见区域,由于太阳敏感器没有输出信息,只采用磁强计为测量敏感器,按传统模式对卫星轨道和姿态分别确定.最后对2种模式下的滤波算法进行数学仿真验证,结果表明该算法的可行性与有效性.     

XNAV算法及其整周模糊度确定方法研究

X射线脉冲星导航(XNAV)是一种新型的航天器天文导航方法.研究了利用脉冲星脉冲相位观测信息进行导航卫星自主定轨的算法.首先分析了X射线脉冲在卫星和太阳系质心之间的传播时间方程,然后利用卫星与太阳系质心之间的相位差分观测量建立了系统的观测方程;结合导航卫星的轨道动力学特性,采用扩展卡尔曼滤波算法估计卫星的轨道.考虑到卫星轨道动力学预报得到的卫星位置值具有较好的精度,提出直接利用该位置预报值快速确定整周模糊度,并验证了该方法的可行性.数学仿真表明,该导航算法能够精确确定导航卫星在 l惯性系F的绝对位置.     

卫星正常模式姿态确定算法研究

针对太阳同步极轨卫星进行了正常模式姿态确定算法研究 ,采用四元数法建立了较完整和准确的姿态估计器模型 ,并进行了可观测性及观测度的分析。通过数学仿真证明此姿态确定算法能够对星体姿态进行较精确的估计或校正 ,满足卫星控制精度要求     

基于紫外敏感器的卫星自主导航方法研究

研究了卫星利用CCD紫外敏感器进行自主轨道确定的方法。敏感器通过地球紫外图像提供地心方向矢量及姿态误差信息进而确定卫星轨道。采用Unscented卡尔曼滤波算法,对紫外敏感器测量精度、姿态误差、部分轨道参数以及地球模型对导航精度的影响进行了仿真验证。仿真结果表明本方法具有较高的定轨精度,其导航误差主要取决于紫外敏感器测量精度和卫星姿态误差。     

仅有单个陀螺的Drag—free卫星初始速率阻尼模糊控制研究

研究了在仅有偏航姿态测量陀螺时,利用Drag—free卫星与其内部定向体间的相对状态观测值实现姿态确定的方法。针对Drag—free卫星的特点,建立了定向体的空间姿态观测模型和Drag—free卫星的姿态动力学方程,据此推导了用于姿态确定的Kalman滤波算法。为实现初始速率阻尼阶段Drag—free卫星的三轴姿态稳定,设计了模糊控制律。仿真结果验证了方法的有效性。     

一种基于Madgwick-EKF融合算法的卫星姿态测量方法

针对低地球轨道卫星姿态测量时,传感器易受噪声干扰、陀螺仪漂移等问题,提出一种基于Madgwick扩展卡尔曼滤波合算法(EKF)的卫星姿态测量方法。该方法采用陀螺仪、加速度计、磁强计等多传感器数据进行融合,并结合Madgwick算法和EKF算法的优点,实现姿态测量。首先,通过Madgwick算法,利用多个传感器测量数据计算初始姿态。然后,基于初始姿态和实际测量数据,应用EKF算法进行数据融合和噪声滤除,以获得最终准确的姿态估计。实验结果表明:相较Madgwick算法,本算法在测量精度上提升了65.8%,且具有较高的鲁棒性,为低地球轨道卫星姿态测量提供了一种有效的方案。     

卫星编队飞行相对轨道主被动结合测量方案研究

针对军用编队飞行卫星系统相对轨道测量隐蔽性要求，提出一种具有隐蔽性的主被动结合相对位置及速度测量方案，该方案采取激光测距仪间断工作的方式以减少向外界辐射能量。应用扩展kalman滤波算法，对编队卫星间相对位置及速度进行估计，并且采用计算可观测度方法对系统可观测性进行分析。滤波计算及可观测性分析结果表明该方案满足一定测量精度，验证了该方案的有效性，使该方案具有工程应用价值。     

天基照相跟踪空间碎片批处理轨道确定研究

随着国内外天基观测空间碎片研究的展开,文章提出了利用跟踪卫星的CCD(Charge
Coupled Device)相机对空间碎片进行轨道探测的方法,首先建立了CCD照相观测模型和基于 照相观测 的空间碎片批处理轨道确定模型。通过对CCD相机底片归算方法的分析可知,利用
CCD相机所获得的观测数据与跟踪卫星的姿态无关,且其精度只与测量和坐标转换计算的精 度有关,在测量和计算中可获得较高的精度。分别对分布密度较高的低轨道和地球同步 轨道区域的空间碎片进行了定轨分析。仿真结果表明,定轨时采用两个跟踪弧段的照相数据 定轨精度大大高于一个弧段照相数据的定轨精度;跟踪卫星距离空间碎片越近,定轨精度越 高;低轨道空间碎片的定轨精度高于地球同步轨道上的空间碎片定轨精度。
     

确定编队卫星相对轨道的容错UKF方法

针对相对轨道测量设备出现连续野值引起的滤波误差偏大及发散问题,提出了基于残差正交性检测的容错UKF算法.介绍了非线性滤波在相对轨道自差确定中发展历程和容错UKF的原理、滤波算法和计算流程.根据测量设备出现连续成片野值时残差序列服从以野值为均值的正态分布这一特性,提出了基于残差正交性进行野值检测的思路,通过加权一个以残差方差的迹为参数的活化函数,构造在线修正的uKF容错滤波器,抑制野值对新息序列正交性的影响.在STK软件设定两颗卫星的轨道根数,生成相对运动的位置和速度,通过坐标变换,加入正态分布的误差和连续野值,构造卫星问距离、仰角和方位角测量值.根据C-W相对运动方程和空间几何建立状态方程和测量方程,编制基于残差正交性检测的容错IJKF.滤波器的相对轨道确定程序.通过仿真计算,评估了连续野值对常规UKF和容错uKF轨道确定算法的影响,证实了容错UKF算法可以完成对连续野值的检测及在线修正功能,有较强的鲁棒性和稳定性,可以应用于工程实践.     

矢量观测确定卫星姿态的预测粒子滤波算法

在矢量观测的基础上,针对单独的星敏感器定姿,提出了一种将粒子滤波(PF)和预测滤波相结合的姿态确定算法,通过设计粒子初始化,结合重要性采样、重采样和规则化等手段,成功地将姿态四元数作为状态粒子进行更新和传递,避免了状态方程的线性化和协方差矩阵的计算;利用预测滤波算法估计模型误差和姿态角速度,在保证滤波精度的同时,有效降低了粒子滤波器的维数.实验在某对地观测通用小卫星平台上进行,选取卫星自由飞行状态和飞轮控制对地稳定模式,分别对滤波器进行了仿真,实验结果验证了该算法对本质非线性、非高斯的卫星姿态估计问题具有快速的收敛性能和良好的稳定精度.该方法还为粒子滤波器的设计和无角速度敏感器测量的飞行器姿态确定提供了借鉴.     

GEOS and its US and European components: Challenges and impact

The Centre Français sur les Etats Unis (CFE) held a day-long workshop on GEOSS, GMES and IEOS on 17 January 2006. Sponsored by Arianespace, the invitation-only roundtable drew some 50 participants from European and US administration, industry and academia. The programme and the presentations are on the CFE web site: www.cfe-ifri.net. This report summarizes the proceedings.     

教育教学活动中的师生人际冲突及其解决方法

受传统观念的影响,人们一般只看到师生人际冲突的负面影响,而很少注意其正面作用;实际上,师生人际冲突是教育教学的互动形式之一,它的存在是必然的,也是合理的,它既有消极有害的一面,也有积极有益的一面。文章试在分析师生人际冲突原因的基础上,针对其影响的二重性,从学校、教师、学生三个方面,提出了正确对待师生人际冲突的建设性对策。     

偶氮呋咱和氧化偶氮呋咱的合成及表征

介绍了高能材料二氨基偶氮呋咱(DAAF)、二氨基氧化偶氮呋咱(DAOAF)及二硝基氧化偶氮呋咱(DNOAF)的合成。其中,采用新型氧化剂制备DAAF,得率提高至65.60%。通过DSC-TG、元素分析、IR、1H NMR和MS等方法,对其结构进行了鉴定,并进行了常规的感度测试。感度数据表明,无氢炸药DNOAF的摩擦感度较大,与C-12相当,而DAAF和DAOAF为低感度炸药。     

汽车检测与维护专业建设的回顾与总结

汽车检测与维护专业是我校重点建设的广西区区级示范专业,经过五年的建设已经形成了一定的规模。文章主要从实验实训中心建设、课程建设、教材建设、师资队伍建设、教学改革等方面对该专业的建设历程进行了回顾和总结。     

Launch and early operations of Herschel and Planck

On 14 May 2009 the European Space Agency launched 2 space observatories: Herschel (with a 3.5 m mirror it is the largest space telescope ever) will collect long-wavelength infrared radiation and will be the only space observatory to cover the spectral range from far-infrared to sub-millimetre wavelengths, and Planck will look back at the dawn of time, close to the Big Bang, and will examine the Cosmic Microwave Background (CMB) radiation to a sensitivity, angular resolution and frequency range never achieved before. This paper will present the Flight Dynamics, mission analysis challenges and flight results from the first 3 months of these missions.Both satellites were launched on the same Ariane 5 and travelled to the L2 Lagrange point of the sun–earth system 1.5 million km from the earth in the opposite direction of the sun. There they were injected to a quasi-halo orbit (Herschel) with the dimension of typically 750,000 km×450,000 km, and a Lissajous orbit (Planck) of 300,000 km×300,000 km.In order to reach these Lissajous orbits it is mandatory to perform large trajectory correction manoeuvres during the first days of the mission. Herschel had its main manoeuvres on the first day. Planck had to be navigated on the first day and by a mid-course correction manoeuvre, the L2 orbit insertion manoeuvre was planned on day 50. If these slots were missed, fuel penalties would rapidly increase.This posed a heavy load on the operations teams because both spacecrafts have to be thoroughly checked out and put into the correct modes of their attitude control systems during the first hours after launch.The sequence of events will be presented and explained and the orbit determination results as well as the manoeuvre planning will be emphasised.     

英汉词语空缺与跨文化差异及翻译策略探究

语言是文化的载体,文化上的差异导致了英汉语言中的词汇空缺现象,词汇空缺现象反映了语言的民族性。在跨文化交际中,词汇空缺会给交际带来障碍,造成语用失误,甚至导致交际失败,论文就词语的空缺现象与跨文化差异中的翻译策略进行了一些探讨。     

月球测绘学分类及应用展望

根据月球测绘的研究现状及发展趋势,对月球测绘学的概念进行了溯源与拓展。在分析月球测绘学与地球测绘学主要差异基础上,从传统测绘学科分类角度出发,综合考虑月球测绘学特殊性,重新梳理出月球测绘学主要学科专业分类,并详细介绍了每个学科专业的定义及国内外研究现状,给出了月球测绘学的五个主要应用领域及其应用展望。我国应尽早开展月球测绘理论与技术研究,形成完整的月球测绘学科体系,能够有力地促进我国空间科学技术的发展,保障后续探月工程的顺利实施。     

SMOS与Aquarius卫星海表盐度测量方法及数据的对比分析

国际上发射的海表盐度遥感卫星主要有2颗:欧洲的SMOS和美国的Aquarius卫星,为给后续海表盐度遥感提供参考借鉴,对比分析了这2颗卫星的遥感器载荷、数据处理算法和盐度数据。遥感器载荷方面,SMOS采用L波段二维综合孔径辐射计,而Aquarius采用L波段实孔径辐射计加散射计;数据处理算法方面,分析了二者在介电常数模型、海面粗糙度校正以及反演算法方面的差异;盐度数据方面,分析了SMOS与Aquarius盐度数据之间的相关程度,并分别与ISAS(In Situ Analysis System)浮标盐度数据作对比,分析了2颗卫星的盐度数据精度。将2颗卫星的盐度遥感数据与ISAS浮标盐度数据对比发现,在全球范围内,Aquarius盐度测量精度优于SMOS;但在开阔海域,SMOS盐度测量精度优于Aquarius;而在近海岸区域,均出现较大的误差,且SMOS数据误差更大。     

凝胶推进剂及其模拟剂的制备和特性表征

高能凝胶推进剂的选择、制备、实验及特性表征是凝胶推进剂研究的关键环节.燃料凝胶化包括有机和无机两种胶凝剂.氧化剂的凝胶化使用了无机胶凝剂.此外选择和配制了凝胶推进剂的模拟剂,它具有与实际燃料和氧化剂相匹配的流变特性.制备了在流变学上相匹配的凝胶燃料和凝胶氧化剂、惰性凝胶模拟剂与凝胶推进剂,并对其流变学特性进行了分类.     

Atlas II and IIA analyses and environments validation

General Dynamics has now flown all four versions of the Atlas commercial launch vehicle, which cover a payload weight capability to geosynchronous transfer orbit (GTO) in the range of 5000–8000 lb. The key analyses to set design and environmental test parameters for the vehicle modifications and the ground and flight test data that validated them were prepared in paper IAF-91-170 for the first version, Atlas I.

This paper presents similar data for the next two versions, Atlas II and IIA. The Atlas II has propellant tanks lengthened by 12 ft and is boosted by MA-5A rocket engines uprated to 474,000 lb liftoff thrust. GTO payload capability is 6225 lb with the 11-ft fairing. The Atlas IIA is an Atlas II with uprated RL10A-4 engines on the lengthened Centaur II upper stage. The two 20,800 lb thrust, 449 s specific impulse engines with an optional extendible nozzle increase payload capability to GTO to 6635 lb. The paper describes design parameters and validated test results for many other improvements that have generally provided greater capability at less cost, weight and complexity and better reliability. Those described include: moving the MA-5A start system to the ground, replacing the vernier engines with a simple 50 lb thrust on-off hydrazine roll control system, addition of a POGO suppressor, replacement of Centaur jettisonable insulation panels with fixed foam, a new inertial navigation unit (INU) that combines in one package a ring-laser gyro based strapdown guidance system with two MIL-STD-1750A processors, redundant MIL-STD-1553 data bus interfaces, robust Ada-based software and a new Al-Li payload adapter. Payload environment is shown to be essentially unchanged from previous Atlas vehicles. Validation of load, stability, control and pressurization requirements for the larger vehicle is discussed.

All flights to date (five Atlas II, one Atlas IIA) have been successful in launching satellites for EUTELSAT, the U.S. Air Force and INTELSAT. Significant design parameters validated by these flights are presented. Particularly noteworthy has been the performance of the INU, which has provided average GTO insertion errors of only 10 miles apogee, 0.2 miles perigee and 0.004 degrees inclination. It is concluded that Atlas II/IIA have successfully demonstrated probably the largest number of current state-of-the-art components of any expendable launch vehicle flying today.