基于资源观的低空及低空经济

提出了将围绕低空空域资源以及存在于低空的气候资源和空气资源而展开的经济活动集合视为一种经济形态的设想,称之为低空经济,并对其产业构成和产业活动形式进行初步探索。对于中国这样一个自然资源相对匮乏、人口众多、经济尚不发达的负责任大国,发展低空经济尤其具有现实意义。     

带有偏心轮的锁钩式结构锁运动性能和力分析

锁钩式结构锁因动作速度快和误差补偿能力好而广泛应用于空间对接装置中。文章对两航天器空间对接正常拉紧过程中带有偏心轮的锁钩式结构锁进行了受力分析 :分析了对接框下端面粗糙度对结构锁拉紧力的影响 ;针对“仅一组钢索传动”的故障情况 ,进行了结构锁的力学计算 ;提出了改善结构锁啮合性能的方法———增大主动钩特征点的 y坐标值 ,尽可能减小偏心轮偏心距。导出了主动钩啮合面法线与对接框平面法线的夹角计算公式以及结构锁法向载荷在啮合间隙误差影响下的计算公式 ,为设计提供依据     

月球垂直软着陆轨道初步设计

采用圆锥曲线拼接法,建立了月球垂直着陆的数学模型;推导了地月转移轨道和一些重要参数的初步设计和计算方法。通过仿真,给出了理想情况下和考虑推力大小时月球垂直着陆轨道运动特性。对运动特性的分析结果可为轨道初步设计提供一定的参考。     

一种卫星天文自主定轨定姿方法研究

利用安装在卫星上的太阳敏感器和紫外敏感器测量出的卫星—太阳、卫星—地球和卫星一月球方向矢量，并利用雷达测高仪测出的地心距作为观测量，提出采用广义卡尔曼滤波方法实时地确定卫星绕地球飞行的轨道，同时确定出卫星的对地姿态．对自主定轨进行了数学仿真，分析比较了采样周期、轨道倾角、轨道偏心率和轨道高度等因素对定轨精度的影响．总结了其变化规律，该方法可用于提高卫星自主定轨精度．     

用Simons法计算真空羽流

姿态控制发动机真空环境下工作产生的羽流对航天器造成的影响非常明显，用Simons法对真空羽流流场进行了解析计算，包括等熵核心区和边界层膨胀区的计算，得到了符合流动规律的结果，这是一种快速计算真空羽流场物理参数分布的方法，工作对卫星、飞船和空间站上的姿态控制发动机的工程设计和科学实验具有参考价值。     

太阳帆航天器的关键技术

将太阳帆航天器所涉及的关键技术划分为4个方面：总体设计、轨道和姿态动力学与控制、太阳帆材料及其性能、太阳帆折叠与展开。针对每项关键技术,基于对国外长期研究结果进行分析并阐述主要技术特征,梳理国内相关研究进展,包括笔者与合作者的研究成果,分析存在的主要问题。根据上述分析,指出我国发展太阳帆航天器应该重视的若干问题。     

火星探测器轨道运动建模的时空基准转换研究

火星探测的理论研究和工程实践需要一套便于描述火星探测器轨道运动的时空基准转换体系,环火星轨道的探测任务期间需要给出探测器以火星为基准的运动信息,而地面测控只能获得探测器以地球为基准的运动信息。为此,文章定义了一套新的以火星为基准的坐标系以及过渡到以地球为基准的坐标系,并给出了各坐标系转换的求解方法。最后,对以文中所提出的时空转换基准为基础建立的火星探测器轨道运动模型进行数值仿真,并将计算结果同STK进行了比较,验证了该时空转换体系的正确性。     

基于风场环境利用的平流层浮空器区域驻留关键问题研究进展

基于风场环境利用的平流层浮空器继承高空气球结构简单、技术成熟、快速响应、使用效费比高等特点,通过引入控制设计,克服轨迹控制和高度控制等方面的局限,具备一定的飞行轨迹规划和区域驻留能力,是当前临近空间飞行器发展的重要方向。本文基于对典型项目的调研分析,梳理了基于风场环境利用的平流层浮空器在区域驻留应用中的关键技术,重点讨论了风场感知与建模、风场利用方法、轨迹规划与决策等核心问题的研究现状,对现有方案进行深入分析,从实际应用的角度探讨了相关技术难题的可行解决方案。     

高空台大型燃油降温系统故障修复及调试

介绍了燃油降温系统的用途,承建单位在安装过程中遗留的问题和系统经过一段时间运行后出现的故障现象,并针对这些遗留问题和故障现象进行了修复和调试。     

Effect of Variable Selection on Multidisciplinary Design Optimization： a Flight Vehicle Example

Different multidisciplinary design optimization (MDO) problems are formulated and compared. Two MDO formulations are applied to a sounding rocket in order to optimize the performance of the rocket. In the MDO of the referred vehicle, three disciplines have been considered,which are trajectory, propulsion and aerodynamics. A special design structure matrix is developed to assist data exchange between disciplines. This design process uses response surface method (RSM) for multidisciplinary optimization of the rocket. The RSM is applied to the design in two categories: the propulsion model and the system level. In the propulsion model, RSM deter-mines an approximate mathematical model of the engine output parameters as a function of design variables. In the system level, RSM fits a surface of objective function versus design variables. In the first MDO problem formulation, two design variables are selected to form propulsion discipline. In the second one, three new design variables from geometry are added and finally, an optimization method is applied to the response surface in the system level in order to find the best result. Application of the first developed multidisciplinary design optimization procedure increased accessible altitude (performance index) of the referred sounding rocket by twenty five percents and the second one twenty nine.