基于光学测角数据的风云四号同步轨道卫星精密定轨

针对风云四号同步卫星的精密定轨和精度评估需求,首先利用地面光学测角数据对FY-4A卫星进行精密定轨,定轨后方位角和高度角的残差rms分别为0.25＂和0.45＂。与基于测距数据的轨道相比,位置精度在有测角数据的弧段内小于50m。进一步联合测角数据和测距数据对FY-4A卫星进行联合定轨,定轨后轨道重叠精度优于15m。利用联合定轨结果评估了基于测距数据的实时轨道产品精度,可以明显发现轨道精度随着测距数据的积累而逐步提高。     

载人航天器体装太阳电池阵有效发电面积计算方法

航天器的发电能力与太阳电池阵有效发电面积成正比。针对圆柱形载人航天器,提出了一种体装太阳电池阵有效发电面积计算方法。首先,将太阳电池阵沿圆周方向划分为多个子阵,通过坐标变换,计算太阳矢量与每个子阵法线的夹角（即太阳入射角）;然后,将每个子阵面积与对应太阳入射角的余弦相乘并求和,得到体装太阳电池阵的有效发电面积。对不同轨道日照角、不同飞行姿态下体装太阳电池阵有效发电面积进行仿真分析,仿真结果表明:三轴对地姿态下平均有效发电面积为安装面积的25%~32%,通过固定角度偏航可将有效发电面积提高至安装面积的30%~44%。      

速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法

对速率模式飞轮姿态控制系统的能控性、稳定性和飞轮组合切换过程进行了研究,揭示了在飞轮组合切换过程中引起卫星姿态抖动的原因,提出了通过对残余角动量进行卸载并将卸载函数同时前馈到系统输入的方法,以保持卫星姿态的稳定度。从理论上证明了可引入残余角动量进行卸载,将卸载函数同时前馈到系统输入,并且不改变原系统的能控性和稳定性。给出了某卫星飞轮切换应用实例,说明了飞轮组合平稳切换方法的有效性。     

火星车三折平展坡道转移方案及转移姿态分析

以火星车从着陆平台安全转移至火星表面为研究目标,提出一种三折平展坡道转移方案。火星车坡道式转移方案难点在于,着陆点地形地貌不确定和着陆器自身姿态的不确定将导致火星车转移姿态不确定从而增大转移风险。为保证火星车坡道式转移安全性,开展火星车坡道式转移姿态分析,获得满足火星车安全转移要求的最小坡道长度并评价出极限转移姿态。为使三折坡道展开总长度尽可能靠近最小坡道长度需求,进行了三折坡道长度优化分析,获得在着陆器构型约束下三折坡道长度最大值,可为我国火星车转移工程实施提供借鉴。     

星载辐射计动平衡概述及在轨动平衡技术研究

作为卫星在轨对地探测的有效载荷,星载辐射计在轨扫描转动时的动平衡特性直接影响卫星在轨探测精度和姿态稳定度。文章介绍星载辐射计动平衡技术研究现状和发展趋势,并基于现有地面动平衡技术的局限和型号发展需求提出在轨动平衡技术的初步设想,阐述了在轨动平衡配平技术、测量技术和实时调整反馈控制技术,可为今后类似旋转式星载辐射计的动平衡设计和动平衡控制方法提供参考依据。     

不同掠弯扩压叶栅变工况气动性能比较

实验研究了变工况条件下由不同掠弯叶片组成的平面扩压叶栅出口总压损失及二次流矢量分布,并给出了叶片表面墨迹流动显示结果。研究表明弯掠叶栅能够最大程度地改善角区流动,避免流动分离,叶栅出口总压损失对冲角变化不敏感,正冲角下总损失增加较小且吸力面角区也不存在明显的分离。通过增大中径处的设计冲角或进行弯掠匹配优化进一步提高变工况性能的潜力巨大,对提高压气机性能具有实际价值。      

不同冲角下端壁翼刀最佳位置变化规律的数值研究

在0°,6°,12°和-6°冲角下,对CDA常规直叶栅和具有端壁翼刀的压气机叶栅内三维粘性流场进行了数值研究,分析了冲角变化对端壁翼刀最佳位置的影响。结果表明,正冲角下,翼刀最佳位置向吸力面方向有所偏移,并且在大正冲角下,这种现象更加明显。距压力面40%节距处为最佳翼刀位置;负冲角下,最佳位置虽有向压力面移动的趋势,但不明晰。      

基于高分卫星姿态监测的姿态参数算法优化

目前航天测绘相机几何参数的在轨标定通常经由地面检校场数据处理完成。然而,由于一次摄影中难以保证获取的地面检校场影像完整,使得在轨标定周期较长,进而导致实时监测与标定非常困难。“高分十四号”卫星搭载了一种新的姿态测定系统,利用高精度的相机光轴监测实现对相机几何参数的在轨实时标定。文章在此基础上对高分卫星星地相机间夹角在轨解算方案进行了优化,并基于数值仿真和在轨实测数据进行了分析,结果显示优化算法可以进一步提高影像内定向稳定度和最终的定位精度,未来有望在高精度立体测绘应用中发挥重要作用。     

环境压力对气液针栓式喷嘴雾化特性的影响

气液针栓式喷嘴在变推力液体火箭中有重要应用。采取实验与数值计算结合的方法系统研究了不同环境压力下的针栓式喷嘴的液膜破碎过程、喷雾锥角、回流区分布、压力和液滴粒径分布等雾化特性,揭示了环境压力影响液膜破碎的3个因素:气流冲击、环境气体密度和环境压力对液膜挤压作用。结果表明:喷雾锥角会随环境压力增加而增大,但该趋势会随压力的增加而逐渐放缓。喷雾整体形态呈现锥形,喷雾中心区域存在低压回流区,回流区的液滴数目较少,但液滴粒径比较均匀。液滴主要分布在气液作用面,下游的液滴粒径较大,外部的液滴粒径比内部的大。液体火箭在启动的瞬间,燃烧室压力变化剧烈,可能导致喷雾锥角发生大幅变化,引起推进剂空间分布不均匀,对燃烧性能产生影响,因此要避免或减小较差雾化效果的燃烧室设计压力区间。     

星敏感器姿态测量相对基准偏差在轨标校方法研究

摘要： 对航天器星敏感间姿态测量基准偏差在轨标校及性能评估问题进行研究.建立包含敏感器安装误差与测量误差的星敏感器模型,针对两种不同形式的安装误差模型,推导出相应的观测方程,基于卡尔曼滤波方法设计相对基准偏差估计器,并比较分析两种估计器实际应用特点.然后针对在轨实际应用,给出一种基于敏感器光轴夹角的标校性能评估方法,通过数学仿真验证星敏感器相对基准偏差的标校的有效性,并基于在轨数据的标校应用获取相对基准偏差在轨特性.