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10月19日.我国成功发射了风云2号C气象卫星。这次用于发射卫星的远地点发动机.是航天科技集团公司所属航天动力技术研究院(四院)经过10多年艰辛攻关研制成功的。东方红2号通信卫星的远地点发动机曾荣获国家金质奖.在我国的航天发射中屡建奇功。风云2号卫星的远地点发动机就是在该发动机研制成功的基础上研制的.1997年用于风云2号卫星的第一次发射.2000年6月参与风云2号B星的发射.为风云气象卫星的成功发 相似文献
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10月19日,我国成功发射了风云2号C气象卫星。这次用于发射卫星的远地点发动机,是航天科技集团公司所属航天动力技术研究院(四院)经过10多年艰辛攻关研制成功的。东方红2号通信卫星的远地点发动机曾荣获国家金质奖,在我国的航天发射中屡建奇功。风云2号卫星的远地点发动机就是在该发动机研制成功的基础上研制的,1997年用于风云2号卫星的第一次发射,2000年6月参与风云2号B星的发射,为风云气象卫星的成功发射做出了贡献。至今该发动机已10次用于各类卫星发射及其它飞行试验,成功率达100%。为确保这次交付产品的可靠性和安全性,近两年来,四院在… 相似文献
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我国“风云”气象卫星及其应用的回顾与展望 总被引:3,自引:0,他引:3
气象卫星和卫星气象是气象现代化的重要标志。自1988年至今,我国已先后成功发射了4颗风云-1极轨气象卫星和4颗风云-2静止气象卫星,顺利完成了极轨和静止两个系列气象卫星从试验到业务卫星的跨越。由“风云”气象卫星获取的地球大气和地表信息已广泛应用于天气预报、气候预测、环境和自然灾害监测与分析等多个领域。文章介绍了我国“风云”系列气象卫星的发展历程、地面应用系统组成、“风云”卫星产品及应用,最后展望了“风云”系列气象卫星的发展。 相似文献
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风云三号(FY-3)系列卫星是我国第二代极轨气象卫星。2008年5月27日上午11时02分33秒.第一颗FY-3系列卫星FY-3A在太原卫星发射中心顺利发射升空。2008年11月18日,经过5个月紧张、高效、有序的在轨测试。FY-3A及地面应用系统正式投入业务试运行。标志着我国极轨气象卫星成功地实现了技术升级换代,实现了新的跨越发展。 相似文献
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国际商业卫星发射服务业务与全球经济、政治、军事和其它相关工业有着千丝万缕的联系。笔者曾就冷战后的中美关系对我国际商业卫星发射服务的影响做过粗浅的分析,从全球政治大环境探讨了我国际商业卫星发射服务的历史和发展方向。那么,从航天保险市场这一局部环境来看,我国国际商业卫星发射服务业务又是怎样发展的呢?在此,笔者想以亲历的一些项目为节点,分析航天保险市场对我国际商业卫星发射服务的影响。众所周知,在通信卫星项目中,卫星的制造、发射和保险是项目的三大支出。卫星和火箭工业的发展已有较长历史,而航天保险市场与其它市场相比却仍很年轻。航天保险市场最早出现于40年前,经历了上世纪60年代中期到80年代初期漫长的市场起步阶段,80年代中期到90年代中期快速发展的市场繁荣阶段以及90年代后期到今天的市场衰退阶段。 相似文献
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正一、发展商业航天的重要意义1990年4月7日,长征三号火箭成功发射亚洲一号卫星,标志着航天科技集团有限公司(以下简称集团公司)正式进入国际发射服务市场,开启了我国商业航天元年。多年来,商业航天对我国航天技术及其应用的进步和社会经济全方面发展发挥了极其重要的作用。发展商业航天是落实国家战略的重要途径。目前,我国经济发展步入新常态,经济 相似文献
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介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力,在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。 相似文献
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A. A. Davydov 《Cosmic Research》2011,49(4):335-344
A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used
to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled
rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result,
the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken
from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously
processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of
processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate
the total angular momentum of flywheel engines. 相似文献
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The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers. 相似文献
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热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。 相似文献
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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。 相似文献
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10月14日,国际空间大学董事会主席拉姆·哈迪姆访问中国航天科技集团公司,就集团公司承办国际空间大学2007年暑期进修项目的筹备情况与集团公司人力资源部部长陈学钏、副部长白燕强交换了意见。陈学钏部长向哈迪姆通报了集团公司筹备这次活动的工作进展情况。据陈部长介绍,中国 相似文献
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The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices. 相似文献