西德、美、英将联合研制太阳风实验卫星

西德、美国和英国正在联合发展一项三颗卫星的太阳风实验计划,每国提供一颗,专门从事有源磁层粒子示踪探测任务。又称为有源磁层粒子示踪探测器(AMPET)。在太阳风和地球磁场尾部释放钡离子和锂离子,以研究太阳风进入地球磁层的质量转移和磁层内部和尾     

空间飞行器动态环境声学参数的弹上实时谱分析

论述了将环境声学参数的数据处理过程由地面移到弹上进行的方案设想及其技术实现。在弹上,首先对噪声参数的采样序列实时进行时域、频域的数据处理,然后将数据处理结果送入遥测信道。因而从根本上解决了环境噪声参数的巨大数据量对遥测信道容量的压力问题。为大型空间运载系统试验飞行中高频动态环境参数的测试和传输开辟了一条新的技术途径。介绍了已研制成功的弹载环境噪声参数实时谱分析实验模块的硬、软件结构及其特性。测试结果表明,由高性能数字信号微处理器为核心的环境噪声参数实时谱分析模块,完全可以实现对一路噪声参数的时域和频域的实时数据处理,谱分析频率上限可达10kHz,且数据压缩量高达40倍。     

抗静电薄膜的性能和在卫星上的应用

本文给出了研制的三种抗静电薄膜系列：ＩＴＯ，ＩＯ，ＴＯ的电学，光学性能实测结果。薄膜系用磁控溅射方法在Ｋａｐｔｏｎ，Ｍｙｌａｒ等柔性基底上制备。试验表明导电的稳定性很好。同时还进行了模拟亚暴环境下抗静电膜的表面电导测试。结果表明经过改性的柔性二次表面镜可有效地消除静电积，累使电位控制在８０Ｖ以下，而未经镀敷抗静电膜的柔性二次表面镜，表面充电电位可高达８－１０ｋＶ。     

航天器表面充电状态被动控制用的导电膜

本文说明了航天器表面充电状态被动控制的概念及其优点。用反应磁控溅射技术制备了适用于充电状态被动控制的氧化铟/锡膜、氧化铟膜及氧化锡膜。给出了这些膜的透过率、发射率、表面电阻率。在模拟空间(含亚暴)的环境条件下,对这些膜的充电特性作了评估。实验和测试表明这些薄膜性能完全符合NASA提出的规范要求。     

世界各国发射的飞行器统计

(1 986年9月1日—12月31B)发射日期备缭一苏一苏一苏国一日三一州一二一-、卫星名称宇宙一17759。3 区域照相侦察卫星。飞行一天后机动到圆轨道,周期为92.3分,工作寿命14天。宇宙一17769。3 雷达校正卫星。卫星发射后,弹出四个雷达校正装置,据认为是供苏联的反弹道导弹雷达设施跟踪试验用的。闪电I一689。5尸OOU美SDI实验飞行烫豁汽鳖眨鳖{肥i臀{ …216…405…9。一17。一…___…478…521…94一…74… …645」40508…735…63…川 ………{675。79。16 厅‘一 行才一QU 7.一叮‘n︸ 11一7’a ;.︸了 卜妇目︸﹃.土宇宙一1781诺阿一1034541…     

空间操作中心——美国载人空间飞行的下一个目标

航天飞机首次轨道试飞成功,开辟了美国永久性载人空间飞行的广阔前景。对于下一个主要空间目标,美国有关人员已提出许多建议,其中包括能源卫星和向空间移民,但就载人空间飞行而言,主要方面不外乎下面五项:1.扩大航天飞机的使用;2.在地球低轨道设置永久性载人设施;3.地球同步轨道的出击式载人飞行;4.在地球同步轨道设置永久性载人设施;5.载人月球出击飞行,分有月球基地和无月球基地两种。     

印度在研制对地静止卫星运载器

印度空间研究组织(ISRO)已经开始研制对地静止卫星运载器(GSLV),并将用它把两颗应用型“印度卫星-Ⅱ”通信卫星在1991、1992年先后送入地球同步轨道。在此之前,印度的两颗预用型“印度卫星-Ⅱ”试验卫星将在1988和1990年由苏联帮助发射。由福特航空空间公司制造的“印度卫星 I-C”,因1982年“印度卫星 I-A”的失败,将     

修正D-S证据组合方法及其在目标识别中的应用

在多传感器信息融合算法中，Dempster-Shafer证据理论得到了广泛应用，但该理论本身也存在一些不足之处。针对这种情况，提出了D－S证据组合中“与”算子的一种改进方法，并进行了仿真。仿真结果表明，所提出了算法能够有效排除干扰，得出符合实际的组合结果。     

涡扇发动机变参数鲁棒H_∞滤波器设计

针对存在建模误差及测量噪声干扰条件下的涡扇发动机性能参数估计问题,标准卡尔曼滤波及其改进算法滤波估计误差收敛速度慢,滤波估计精度低,对不确定测量噪声及建模误差较为敏感,为此本文提出了一种变参数鲁棒H_∞滤波器设计方法。该方法采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计满足H_∞性能指标要求的鲁棒滤波器,通过引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality,LMI)中变参数Lyapunov矩阵与系统系数矩阵之间耦合乘积导致的非凸优化问题,转化为常规LMI约束下的凸优化问题进行求解,降低了线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)鲁棒滤波器设计的保守性,得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:与扩展卡尔曼滤波器对比,采用该方法设计的滤波器具有较快的动态跟踪速度和较高的滤波精度,ΔFn的稳态估计误差不大于0.1%,ΔFn的相对估计误差不大于2.5%,同时对建模误差和测量噪声干扰具有较强的抑制能力。     

基于LMI的航空发动机多变量H_∞固定阶控制的研究

提供了一种新的航空发动机多变量静态输出反馈的固定阶PI控制器的设计方法。固定阶控制器的综合问题一般表征为满足双线性矩阵不等式(BMI)约束优化问题,获得BMI约束下的最优解非常困难。在航空发动机特定的控制条件下,将固定阶控制器的BMI问题转化为标准的线性矩阵不等式(LMI)问题,并推导出静态输出反馈的H∞固定阶控制器存在的条件及控制器的设计方法。使用该技术对某型涡扇发动机控制系统进行固定阶PI控制器设计,仿真结果表明,该控制系统其性能和鲁棒性满足要求。