高轨卫星的轨道寿命

地球,月球和各大行星的卫星（自然卫星或人造航天器）运动,基本上可处理成考虑主星扁率的限制性三体问题,对于绕主星m1(作为中心天体）运动的高轨卫星,摄动源即主星m1的扁率（非球形引力修正项J2）和另一主星m2的引力（亦称第三体引力摄动）。这类卫星的轨道寿命主要取决于主星m1扁率的大小,卫星的高度和相对主星m1赤道面的轨道倾角,对于高轨卫星,当倾角较大时,轨道寿命将不会很长,由于第三体的引力摄动,轨道偏心率有变幅较大的长周期变化,在运动过程中,其值将会大到使得轨道的近星距rp=a(1-e)≤a,卫星落到主星m1,这里a是主星m1的赤道半径 。     

摄动对编队飞行星座相对构型的影响分析

在近圆轨道编队飞行的假设条件下，根据动力学关系推导出了环绕卫星相对参考卫星的运动学简化模型，并以此简化模型为基础，分别研究了大气阻力摄动、日月引力摄动、太阳光压摄动和地球扁率摄动对编队飞行星座的构型影响，着重分析了地球扁率摄动周期项和长期项对构型的影响，并以此对编队轨道设计提出建议。     

卫星轨道变化规律的综合分析

对于航天工程而言,无论是航天器的发射,卫星轨道设计,地面测控系统的跟踪、定轨和预报．还是卫星在轨运行过程中的轨道控制策略等,均需了解卫星轨道变化的规律。为此,本文对人造卫星(包括中心天体为快自转天体和慢自转天体两种引力源的绕飞轨道器)的轨道变化特征以及轨道寿命进行系统的综合分析。为各种应用提供简明信息。     

椭圆轨道星座构型自稳定设计研究

椭圆轨道星座构型稳定性要求同时实现升交点赤经、近地点幅角和平近点角的稳定。通过初始偏差对椭圆轨道卫星的长期影响分析可知,轨道半长轴、倾角和偏心率的初始偏差对升交点赤经、近地点幅角和平近点角的长期摄动变化是线性的,因此通过主动偏置轨道半长轴、偏心率和倾角能够实现椭圆轨道星座构型的自稳定设计,从而提高其构型稳定性。对实例星座的设计结果表明,自稳定设计方法对提高椭圆轨道星座的构型稳定性是有效的。     

基于标准弹道点的最优制导方法

由于基于需要速度的显式制导方法要确定虚拟目标点,虚拟目标点的确定要对地球扁率和再入阻力的影响进行修正,存在着百米以上的修正误差,为此提出了基于标准弹道点的最优制导方法,即将标准弹道的某点作为目标点进行需要椭圆轨道计算及最优入轨控制。提供了采用弹上迭代制导方法实现最优控制,同时给出了预测关机参数的需要椭圆轨道终端约束校正方法。该制导方法无需进行地球扁率和再入阻力的影响修正,可以减少方法误差,仿真计算证明了这一点。     

绕飞慢自旋小天体的航天器运动分析

针对可以用三轴椭球体近似建模的小天体,给出了非球形引力势函数,建立了航天器绕飞小天体的轨道动力学方程。利用Jacobi积分常数绘制了探测器在小天体周围的零速度曲线,并分析了探测器的可能运动区域,给出了航天器不碰撞小天体的边界条件。针对绕飞慢自旋小天体的情况,基于平均轨道根数的近似解分析了小天体扁率和椭率的摄动影响,并给出了几条冻结轨道及其稳定条件。     

关于大行星（或月球）轨道器的冻结轨道

关于人造地球卫星的冻结轨道问题早已为人们所熟知，而且已有相应的卫星在轨运行。在考虑该冻结轨道形成时，主要依据地球扁率J3项与J2项的相对关系，这是由地球非球形引力场的特征所决定的，原理十分清楚，但其原理和结论不能随意地用于其他大行星(或月球)的轨道器。在一般情况下，对于低轨卫星形成冻结轨道的条件，非球形引力位中的奇次带谐项(J21 1，l≥1)将起重要作用。不仅仅是一个J3项，例如月球轨道器，J3，J5，J7和J9均有不可忽视的影响，而且与轨道倾角有一定的关系。为此，本文根据轨道理论对冻结轨道的存在性及其有关问题作进一步的分析，给将来的深空探测提供轨道设计的有关信息和依据。     

关于地球转移轨道碎片的轨道寿命问题

低轨卫星的轨道寿命主要取决于大气的耗散作用,其轨道在不断变小(即高度降低)变圆的状态下进入地球稠密大气层中陨落。但地球转移轨道(GTO)碎片的运行轨道是一个近地点高度为200km,远地点高度达36000km的大偏心率(e=0.73)椭圆轨道,其轨道寿命主要由第三体(日、月)引力摄动所决定,而且还与其轨道的初始状态有密切关系。本文将根据地球卫星轨道变化规律进行理论分析,阐明力学机制,并给出相应的数值验证。     

基于轨道方程线性化的中段飞行轨道修正方法

对于深空探测、大范围远程交会、抵近观察等中段飞行时间较长的航天任务,中段轨道修正是完成任务的重要保证.基于摄动制导的思路,通过对轨道方程进行线性化,研究了二体条件下的中段轨道修正方法.在近地航天任务中,各种摄动力特别是J2项对终端位置精度的影响不可忽略,因此研究了考虑J2摄动影响时线性化方程的补偿方法.最后通过数值仿真...     

奔月转移轨道的快速设计方法研究

 结合重叠圆锥曲线方法,针对着陆型和月球卫星型两种类型奔月转移轨道,给出了一种奔月转移轨道的快速设计方法。该方法是一种无需轨道数值积分的纯代数计算方法,直接从目标轨道参数出发,具有计算速度快、精度高的特点,避免了圆锥曲线拼接法精度差的缺点,可用于这两类奔月转移轨道的初始设计。该方法可为精确轨道计算提供较好的初值,大大缩短了轨道精确计算所需的时间。同时还针对地球扁率( J2 ) 的影响,给出了一种修正方法,提高了本方法的计算精度。     

Lagrange中值定理的证明

通过从Lagrange中值定理的结论、条件、几何意义三个方面的分析，提出了构造辅助函数的思路和方法，并利用辅助函数证明了Lagrange中值定理。     

基于无旋转原点的参考系转换方法及其计算

基于引入无旋转原点可以克服春分点的固有缺陷的特性,在分析GCRS (Geocentric Celestial Reference System,地心天球参考系)与ITRS(International Terrestrial Reference System,国际地球参考系)之间基于无旋转原点的转换过程基础上,计算了IERS(International Earth Rotation and reference systems Service,国际地球自转与参考系服务)1996、2003、2010等规范所推荐的3组转换参数的具体数值及其差异,并以太阳系10个天体为例进行了参考系转换计算.结果表明:IERS 2003、2010规范中推荐的2组转换参数间的差异较小,对坐标转换的影响在0.5 mas以内;IERS 1996规范中推荐的转换参数与另外2组转换参数间的差异较大,对坐标转换的影响在2.5 mas以内.基于无旋转原点转换和基于春分点的岁差章动转换2种方法间的差异对坐标转换的影响,在IERS 2003、2010规范中不超过5 μas,而在IERS 1996规范中由于未考虑框架偏差的影响导致差异较大.     

铼与钛合金电子束焊接头脆性相控制研究

通过对铼与钛合金焊接脆性的产生机理进行分析,采取增加中间层材料进行电子束焊连接的方法来克服接头脆性。根据理论分析的结论确定了中间层材料类别,制定了多组中间层配方成分,通过焊接试验与相关测试,最终实现了对接头脆性相的有效控制。     

基于一维模型的涡轮过渡流道优化设计

降低涡轮过渡流道的损失,缩短其长度,增大其径向偏移,是提高高涵道比涡扇发动机经济性和环境友好性的重要手段之一。目前研究基于所发展的一维涡轮过渡流道性能预测方法,提出了涡轮过渡流道设计的优化问题,融合单纯性优化方法,建立了一套有自主知识产权的涡轮过渡流道初步优化设计体系,用于涡轮过渡流道的快速设计。文中简要讨论了涡轮过渡流道的一维性能预测方法,给出了一维优化过程中所涉及诸多因素的确定,如几何的参数化、目标函数的确定,优化方法的选取、初步设计的建立以及优化的流程等。最后,以某实际涡轮过渡流道的优化设计为研究对象,对所发展的方法进行了验证,结果表明优化后的流道在总压损失和压升方面都较原型有了提高。通过目前的设计算例,充分确认了方法的鲁棒性和有效性。     

基于实时交易系统中间件的设计与实现

实时交易系统是一种基于客户 /服务器模式的应用系统。随着人们对实时交易系统的可扩展性和性能的需求 ,两层客户 /服务器模式难以满足系统要求。中间件技术的产生和发展给两层客户 /服务器模式注入了新的活力     

某型涡轮过渡流道稳定工作范围优化设计

为保证高、低压涡轮间流场参数匹配,要求在高压涡轮出口旋流角增大时,涡轮过渡流道仍处于近最佳工作状态。利用全三维数值模拟方法对涡扇发动机涡轮过渡流道进行了初次优化设计。优化后的过渡流道压力系数提高了20.6%,总压损失系数降低了 5.0%,并且其无流动分离工作范围得到扩大。为进一步扩大非设计稳定工作范围,对初次优化设计结果进行了二次优化。虽然二次优化后涡轮过渡流道设计点性能略有下降,但其无流动分离工作范围进一步扩大,且非设计工况点流道出口流场分布更加均匀,改善了下游低压涡轮的进气条件。      

压气机中介机匣全流量工况特性的数值研究

为全面评价中介机匣性能,从上下游匹配角度,定义了中介机匣节流特性,提出从流动损失、出口畸变和流量阻塞三个方面在全流量工况范围内评估中介机匣的性能,并给出了相应性能参数表达式;在均匀和实际不均匀总压入口条件下,对某小型涡扇发动机压气机中介机匣流场进行数值计算,获取其全流量工况性能参数,并分析其流动机理。计算结果表明：中介机匣的出口总压损失和总压畸变程度随流量增加而增加;在实际不均匀进气条件下,流动损失和畸变程度均大于均匀进气条件;当中介机匣的设计流量和最大流量接近时,会造成压气机和中介机匣共同工作的阻塞流量明显减少。因此,对中介机匣进行性能评价时应考虑到实际的入口条件和非设计点的影响,在设计和选配中介机匣时应保证足够的流量裕度。     

压气机中介机匣畸变效应的研究

为深入了解中介机匣畸变效应,提出了一组中介机匣畸变效应评估参数,并基于提出的评估参数,对小型涡扇发动机中介机匣进行了畸变效应研究,分析得到中介机匣对于流场畸变的作用机理.研究结果表明:随着进气畸变范围的增大,中介机匣出口畸变程度相比进口的放大程度逐渐减弱,甚至出现畸变程度缩小;出口流场与进口流场相比,靠近上环壁的低总压...     

卫星通用测控模拟器设计与实现

介绍了一种适用于不同型号、不同环境的卫星通用测控模拟器的设计实现方法和应用现状及发展前景。该设备在70MHz以下完全采用了数字化处理,可通过连接某一频段内上／下变频器实现射频通用测控模拟器。     

一种新型相控阵雷达多目标模拟器设计

针对某型相控阵雷达目标模拟器采用单目标技术,无法真实模拟跟踪多目标回波信号的问题,设计了一种新型多目标模拟器。该模拟器采用DDS(Direct Digital Synthesis,直接数字频综)信号产生、数字信号存储及控制等技术,结合航迹数据产生与控制软件,实现多目标回波信号模拟的同时,实现并完善了模拟器的多目标引导数据注入、理论弹道演练和实测数据回放等模拟和训练功能。软件部分,在考虑目标回波特性的基础上,利用施威林Ⅰ型模型产生目标回波,实现目标回波的模拟仿真工作。在硬件上设计了以FPGA(Field Programmable Gate Array,现场可编程门阵列)为核心的功能模块,将模拟仿真信号实时生成目标回波。实际应用表明,该模拟器控制简单,运行稳定,精度高,完全满足跟踪测量和模拟训练需求。