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141.
Peiyuan Zhou Lan Du Xiaojie Li Yang Gao 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2019,63(5):1781-1791
The Geostationary Earth Orbit (GEO) satellite is a crucial part of the BeiDou Navigation Satellite System (BDS) constellation. However, due to various perturbation forces acting on the GEO satellite, it drifts gradually over time. Thus, frequent orbit maneuvers are required to maintain the satellite at its designed position. During the orbit maneuver and recovery periods, the orbit quality of the maneuvered satellite computed with broadcast navigation ephemeris will be significantly degraded. Furthermore, the conventional dynamic Precise Orbit Determination (POD) approach may not work well, because of a lack of publicly available satellite information for modeling the thrust forces. In this paper, a near real-time approach free of thrust forces modeling is proposed for BDS GEO satellite orbit determination and maneuver analysis based on the Reversed Point Positioning (RPP). First, the station coordinates and receiver clock offsets are estimated by GPS/BDS combined Single Point Positioning (SPP) with single-frequency phase-smoothed pseudorange observations. Then, with the fixed station coordinates and receiver clock offsets, the RPP method can be conducted to determine the GEO satellite orbits. When no orbit maneuvers occur, the proposed method can obtain orbit accuracies of 0.92, 2.74, and 8.30?m in the radial, along-track, and cross-track directions, respectively. The average orbit-only Signal-In-Space Range Error (SISRE) is 1.23?m, which is slightly poorer than that of the broadcast navigation ephemeris. Using four days of GEO maneuvered datasets, it is further demonstrated that the derived orbits can be employed to characterize the behaviors of GEO satellite maneuvers, such as the time span of the maneuver as well as the satellite thrusting accelerations. These results prove the efficiency of the proposed method for near real-time GEO satellite orbit determination during maneuvers. 相似文献
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在对飞机设计选材工作进行分析的基础上,提出基于浏览器/服务器(B/S,Browser/Service)结构的飞机设计选材专家系统总体框架和系统各功能的实现方式,并开发了系统的原型.该系统将基于规则、案例和模型的选材方法结合在一起,通过一个通用的推理机实现推理.该推理机功能通过CLIPS(C Language Integrated Production System)专家系统开发工具实现.该系统主要有3个工作步骤:选材的定性推理,材料检索和材料综合性能排序.用户可以方便地使用浏览器对系统进行访问和操作.该系统飞机机翼大梁选材实例验证了该系统的有效性,可对飞机设计人员的选材工作起指导作用. 相似文献
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144.
145.
1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验。另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%。 相似文献
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针对深空探测器相对位置精确测量需求,建立了空间三维相对位置测量模型,研究了基于单基线同波束干涉测量(Same-beam VLBI,SBI)的空间三维位置最小二乘解算方法。利用"嫦娥3号"着陆器的测控天线与定向天线的SBI实测数据,验证了测量模型与解算方法的有效性。结果显示:SBI干涉时延随机误差约0.225 ps(0.07 mm);测控天线与定向天线之间距离误差约0.216 m,方向误差约30.4°。该研究结果有望应用于后续深空探测任务譬如"嫦娥5号"器间高精度相对测量中。 相似文献
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精度是拉索式操纵系统的重要性能指标之一,其高低直接影响发动机的稳态和瞬态性能。介绍拉索 式发动机操纵系统的组成及原理,通过拉索式操纵系统精度试验,从单程精度、回程差和重复性精度三个维度 分析其精度特性;采用单一变量法,通过试验依次分析弹簧力臂和刚度系数、拉索导向套路线布置以及拉索的 长度等对操纵系统精度的影响。结果表明:拉索式操纵系统单程精度绝对值小于5%,在死区外的范围回程差 小于3%,重复性精度小于2%;可通过合理设计拉索长度及弹簧刚度系数缩小死区范围;拉索导向套两端的横 向间距过大会降低操纵系统精度。 相似文献
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从实践教学的角度,阐述电子商务专业实践教学的重要性,分析电子商务专业实践教学过程中的不足,提出电子商务专业实践教学的几点建议。 相似文献
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