发射消息

联合发射联盟公司的德尔它2-7910-10C型火箭5月5日在范登堡空军基地发射了美国导弹防御局的“空间跟踪与监视系统先进技术降风险”（STSSATRR）试验卫星。卫星被送人低地轨道。STSSATRR是一颗小型卫星,承担的是“空间跟踪与监视系统”（STSS）的技术试验任务。STSS是分层式“弹道导弹防御系统”（BMDS）的天基探测部分,用于探测导弹发射．对目标进行连续跟踪,并将跟踪数据传递给导弹防御拦截器．     

探月与航天工程中心赵文波副主任调研并指导高分专项标准化工作

本刊讯高分辨率对地观测系统是《国家中长期科学与技术发展规划纲要(2006-2020)》中确定的16个重大专项之一,该系统涉及面广、技术复杂。2008年七○八所配合国防科工局和总装备部高分专项的总体论证,负责     

多星任务规划中的FFFS-DTMB与ADTPC-DTMB算法

 多星对地观测任务规划是一类典型组合优化问题,针对该问题中常见的时间窗口冲突问题,根据同一时间窗口内的冲突任务的处理方式提出了两种有效处理此类问题的规划算法：带有冲突任务时间窗口后移的先完成先规划算法(FFFS DTMB)以及冲突任务共存性判断算法(ADTPC DTMB),并给出了关键步骤的算法过程与伪代码。完整的卫星任务规划过程包括了约束检查、优先级检查以及任务规划,不考虑任务间关系与优先级,主要研究处理具有时间窗口冲突的任务规划算法。文中给出的两种算法优化目标均为最大化规划任务数量。算法的主要思路是通过采用一个冲突任务替换一个已规划的任务,并将替换任务后移至下一时间窗口或在同一时间窗口内部后移。最终的评价结果显示了两种算法的有效性。     

日地L2点航天器编队的分布式自主相对导航

为了实现航天器编队在日地L2点轨道的高精度相对导航,设计了一种分布式的自主导航方法。首先通过信息交互形成局部的测量构型,每颗卫星只基于邻居间的测量进行状态估计,降低了状态维数和计算量;然后根据相互估计的结果进行信息融合,提升估计的精度。在此基础上,对仿真结果进行了定量分析,给出了影响最终估计误差的主要因素测距精度、测量点间的基线与导航精度间的经验公式。在数值仿真中,所提方法达到了厘米量级定位精度和毫米每秒的测速精度。仿真结果表明：该方法有效,且对工程应用具有一定的参考价值。     

共轴对转螺旋桨的非定常气动干扰

为优化共轴对转螺旋桨的气动性能,研究前后桨之间复杂的非定常气动干扰,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程的数值模拟方法,以及滑移网格技术,对6×6构型的共轴对转螺旋桨进行了三维非定常气动干扰计算,获得了共轴对转螺旋桨的气动特性变化规律,并给出了优化气动外形及运行控制的建议。计算结果表明:来流马赫数为0.38的情况下,由于非定常气动干扰导致的整个共轴对转螺旋桨的拉力系数和功率系数的脉动幅值为1.5%左右,推进效率的脉动幅值在0.1%左右。一个旋转周期内,前后桨均出现了12次周期波动,后桨由于能够吸收一部分前桨产生的切向滑流能量,推进效率比前桨更高一些,而且能够提高整个桨的效率。另外通过压力系数以及轴向速度的径向分布情况看,70%左右的桨半径位置上非定常气动干扰强度相对较大。      

月地转移轨道快速设计方法

月地转移轨道设计一般分为初步轨道设计和精确轨道设计.其中,初步轨道设计的准确性是确保后续精确轨道设计收敛的关键.提出了一种基于Lambert算法的月地转移轨道快速设计方法.以出月球影响球的时刻、位置和速度为中间变量,将轨道分为地心段和月心段分别进行计算.将探测器飞出月球影响球至指定再入点的地心段轨道简化为一个Lambert问题进行求解,提出了通过牛顿迭代法求解月地转移轨道Lambert问题的方法,避免了Lambert问题求解时大量的超几何函数和级数计算,提高了计算效率.在月心段轨道的快速计算中,提出了根据探测器出影响球速度矢量、月球停泊轨道倾角和近月点高度计算月心双曲线轨道根数的新方法.通过迭代计算,使得两段轨道在月球影响球处的位置和速度连续,从而获得一条完整的满足两端约束的双二体月地转移轨道.该方法计算速度快,精度相对较高.计算结果可以作为后续精确轨道设计的初值.      

带末端攻击角约束连续有限时间稳定制导律

针对制导武器末端攻击角约束与末端弹道尽可能平直的要求,应用有限时间控制方法,设计了具有末端攻击角约束的连续有限时间稳定制导律,使闭环制导系统在有限时间内视线角速度收敛到零和视线角收敛到期望值。通过非线性控制系统的有限时间稳定齐次性理论对该制导律进行了分析,证明了闭环制导系统的视线角速度和视线角全局有限时间稳定特性,并基于有限时间Lyapunov稳定性理论给出了闭环制导系统有限停息时间的表达式。在实例应用仿真中,比较了该制导律与最优制导律的制导性能,检验了该制导律在不同作战任务下的制导效果。仿真结果证实了该制导律的有效性和鲁棒性。     

应用灰度特征的行星陨石坑自主检测方法与着陆导航研究

针对陨石坑阴影不明显的行星着陆导航图像,提出了基于图像灰度值特征的陨石坑自主检测方法,通过兴趣区快速确定陨石坑边缘分布,解决了一般陨石坑检测方法对图像太阳高度角的依赖问题。利用检测出的陨石坑视线信息,采用非线性预测滤波方法估计着陆器着陆阶段的位置和姿态;鉴于视觉着陆导航对照了场景状况的高度依赖性,提出了一种利用分形理论和相邻点分级方法的天体随机地景建模方法。最后验证了所提方法的有效性。     

美军电子攻击型无人机的发展

介绍了美军机载电子攻击力量建设发展战略和构想,以及美军各军种对电子攻击型无人机的需求和建设思路。从选型和有效载荷两个方面讨论了美军主要电子攻击型无人机项目的发展现状。分析了电子攻击型无人机的作战优势。     

非理想太阳帆受阴影影响的地球逃逸轨道探讨

太阳帆航天器通过反射太阳光子实现推进,是一类特殊的小推力航天器,因此其逃逸轨道不同于常规化学推进的航天器。文章考虑太阳帆帆面褶皱和鼓起等因素,建立更为真实的太阳帆光压力模型;同时,由日地关系建立三种不同的二维地影模型,并进行了初步的对比仿真研究。研究结果表明:尽管非理想太阳帆和地球遮挡这两个因素短时间的影响很小,但随着时间的推移,会对整体逃逸轨道和逃逸时间产生累积影响。文章的研究结果对于利用太阳帆实现逃逸轨道设计和姿态控制具有一定的指导意义。