姿态异常下的星体自旋角速度确定方法

摘要： 针对在轨姿态异常后星体高速自旋情况,开展星体自旋角速度确定方法研究.提出一种基于太阳敏感器测量数据确定自旋角速度的方法,并对自旋角速率确定误差进行分析,得到各误差源对确定精度的影响关系;基于角速率确定误差分析结论,给出根据角速度大小选取不同时间间隔测量数据的策略,通过大时间间隔测量数据的选取,保证小角速度情况下的确定精度.所提出方法的有效性通过数学仿真验证,并在实际应用中基于太阳敏感器遥测数据获取在轨姿态异常卫星角速度.     

空间核电推进系统比质量优化建模及其木星探测应用分析

空间核电推进(Nuclear Electric Propulsion,NEP)系统是一种将核热能转换成电能,并驱动大功率电推力器而产生推力的革命性空间推进技术。和传统推进技术相比,NEP具有高比冲、大功率、长寿命等技术优势,非常适合未来大规模深空探测任务。基于NEP系统组成和小推力轨道理论,建立了以有效载荷为目标的NEP系统比质量优化模型。该模型能够解析NEP航天器的轨道运行时间、比质量、功率与有效载荷比的复杂耦合关系,为任务优化提供了计算依据。最后,利用该模型对NEP系统完成NASA "Juno号"航天任务进行了技术指标评估分析。计算表明,当NEP系统比质量达到4.8 kg/kWe时,其能将"Juno号"航天任务的地木转移时间由2 266 d缩短至665 d,有效载荷由160 kg提高到1 179 kg,极大地提高了航天器的探测能力,为任务方案的可行性论证和后续设计提供参考。     

寻找新地球

大家都知道,宇宙中只存在一个地球,但是不久的将来,可能会出现另一个新地球,接着又出现一个。 人类用了数千年的时间来研究地球,又用了几个世纪去探索与地球相邻的行星,宇宙视野一直在拓展。至今为止,天文学家已经确定的围绕除太阳以外的其他恒星旋转的行星已经有370多颗。     

真实干扰条件下的雷达信干比测量研究

提出了雷达接收功率比的定义及其表达式,建立了典型干扰样式的雷达信干比关系式,从而形成了以雷达接收功率比为中介参数,在不影响雷达工作状态和实际环境条件下测量雷达信干比的方法。经实验室对比性测试,初步验证了研究结果的正确性。     

发射短讯

2009年12月15日,我国在太原卫星发射中心以一箭双星方式,用长征4C运载火箭将遥感卫星八号成功送人太空,搭载火箭升空的我国首颗科普公益小卫星——希望一号也顺利进入预定的太阳同步轨道。     

太阳发电机理论研究

太阳活动主要是由磁场产生的, 因此, 对太阳磁场性质和起源的研究具有重要意义. 太阳发电机理论主要研究的是太阳上观测到的与太阳活动相关的磁场起源、磁场特征、各种活动现象之间的相关性及其变化规律. 其是太阳物理学中有待解决的最基本、最重要的问题. 根据太阳黑子及太阳周期的相关观测, 介绍了构成发电机的基本要素, 具体描述了各种典型发电机模型, 并对其分别进行评述, 进而探讨了目前存在的问题及发展方向.      

对称负重合型气动伺服阀零位流动状态分析

针对负重合型气动伺服阀(PSV)零位特性设计缺少理论依据问题,根据单个节流口的气体质量流量公式建立起气动伺服阀滑阀级的数学模型,采用假设求证法分析了零位时气体流经上、下游节流口的流动状态与影响因素之间的关系。结果表明在不同供、排气压力比下,负重合量不均等系数小于0.5283的气动伺服阀有3种可能的零位流动状态,即上、下游节流口均为亚声速流动,或者均为声速流动,或者上游节流口为声速时下游节流口为亚声速流动;负重合量不均等系数不小于0.5283的气动伺服阀有两种可能的零位流动状态,即上、下游节流口均为亚声速流动,以及上游节流口为亚声速时下游节流口为声速流动。可知气动伺服阀的零位流动状态由负重合量不均等系数与供、排气压力比共同决定。以负重合量不均等系数分别为0.5、1、2的气动伺服阀为例进行了计算和实验验证,实验结果与理论分析相吻合。     

接触面积和流向涡对波瓣混合器引射比的影响

通过对波瓣混合器的数值计算,研究了接触面积和流向涡对波瓣混合器引射比的影响.计算结果表明:主次流的接触面积越大,波瓣混合器的引射性能就越好,引射比随波瓣周长比的增加而线性递增.同时,流向涡的强度越大,波瓣混合器的引射比也越大,引射比随量纲一流向涡强度的增加而先快后慢增加,两者之间是指数的关系.当波瓣张角未导致气流分离时,主喷管出口的流向涡角动能随波瓣张角的增加而先慢后快增加,两者之间是抛物线的关系.而且,波瓣张角的增大不仅可以增加流向涡的涡量,还可以扩大流向涡的分布区域.      

飞行器太阳能源计算方法

介绍了空间飞行器典型电源系统组成,通过对影响太阳能源输出的各项参数因素分析,提出了空间飞行器太阳能源计算方法,该方法包括由功率计算所需太阳阵面积的公式和由太阳阵面积计算输出功率的公式,达到了准确计算太阳能源的效果,解决了以往空间飞行器太阳能源估算误差大,在总体回路设计中电源参数难以闭环的问题。     

一体化太阳敏感器热分析与验证方法

为保证太阳敏感器在进行光电一体化设计后的光学系统热稳定性,满足电子元器件的工作温度降额要求,采取光学模型与热模型相结合的热分析方法,得出了包括光学组件在内的整机温度分布数据.采用温度边界设定结合太阳光外热流的热平衡试验方法对产品实际温度分布情况进行验证,结果表明一体化太阳敏感器在壳体温度达到55℃,且受到1太阳常数太阳光照射时,仍满足设计要求,且测试数据和分析结果吻合.