小推力航天器的地月低能转移轨道

 在限制性四体模型下研究基于小推力方式的地月低能转移问题,通过借助于平动点轨道的相空间结构来揭示小推力转移的机理。重点研究了小推力转移自由飞行段的构造：经由LL₁点穿越获得最小能量的低能转移;而经由LL₁点Halo轨道穿越,得到(M,N)圈穿越轨道;由于Halo轨道相对于平动点增加了一维度的选择,根据(2,2)圈穿越轨道构造该转移的自由飞行段。在地球势阱逃逸和月球势阱捕获段,分别设计了合适的小推力的控制律及发动机开/关机时间,成功实施近地球段的小推力加速和近月球段的减速。尽管未对所得到的结果进行优化,所得转移轨道的燃料消耗也与类似边界条件的SMART-1轨道基本一致。     

跳跃式跨大气层飞行弹道仿真分析

针对跳跃式跨大气层飞行弹道的特殊性,建立了其飞行动力学模型,在此基础上,对其弹道进行了仿真分析,得知乘波构型是跳跃式跨大气层飞行器理想气动布局,研究对比了跳跃弹道和惯性弹道的不同性能,结果表明跳跃飞行具有惯性飞行所无法比拟的突防能力。所得结论对跳跃式跨大气层飞行和未来新型武器装备的发展方向的研究具有一定的参考价值。     

地磁场中卫星磁测试环境与设备

文章介绍了在地磁场中建立满足低轨道卫星运行的磁测试环境(低造价的低磁厂房)以及符合标准的磁测试仪器与设备的研制过程,对磁性的测量与控制进行了阐述。     

航天器的数字化总装设计研究

文章总结了航天器数字化总装设计的基本思路、方法和经验,阐明了数字化总装设计所发挥的作用和意义。     

导航卫星中断频次的分析方法

面向导航卫星中断频次的定量分析需求,该文分析导航卫星中断产生的主要原因,给出中断频次分析的流程,并针对分析过程中的三个关键问题,研究提出具体实施方法,包括通过相关性分析快速定位底层中断事件,通过中断树建立指标分析模型,并融合在轨数据、地面试验数据快速预估得到底层功能异常率等。最后通过示例进一步说明中断频次分析过程。该文方法已应用于北斗导航卫星工程。     

绕月微卫星精确撞月轨道设计

为实现约束条件下的精准可控撞月,提出了基于Lambert问题的精确撞月轨道设计方法。通过求解Lambert问题,可得到撞月轨道轨控时刻的速度脉冲初值解,然后通过打靶法迭代得到撞月轨道的精确解。以"龙江二号"微卫星轨道为例,对撞月点经纬度的覆盖性,以及燃料约束下同一撞月点可行的轨控弧段进行全面分析。最后,通过月球南极水冰探测的撞月轨道设计案例,以验证本文提出的轨道设计方法的有效性。     

天文观测卫星动中探测机动测试系统设计

天文观测卫星普遍采用动中探测模式开展空间探测任务。为了实现动中探测姿态机动模式的地面有效验证，设计了整星机动集成测试方案。设计惯性空间基准的地面动力学仿真，满足惯性空间扫描仿真；设计整星各分系统间高精度时间统一系统，为整星机动测试提供统一基准；基于STK与Matlab接口模块，设计基于实时遥测数据的可视化判读系统，可提高测试判读实时性与准确度。整星测试结果表明，该方案有效验证了动中探测任务中姿态机动功能的正确性和指标符合情况，为开展整星地面测试和在轨应用提供了参考。     

内埋武器机弹分离相容性研究进展综述

为满足新型有人或无人作战飞机高隐身、高速和高机动性等要求，作战飞机普遍采用武器内埋挂载方式。当高速气流流过内埋武器舱的空腔时，将引发边界层分离、舱口附近会存在复杂的剪切流动、舱内会产生极为恶劣的噪声环境等非定常流动现象，这些复杂的非定常流动现象严重影响内埋武器机弹分离相容性（ASSC）。首先，给出内埋武器机弹分离相容性的重要研究意义；接着，重点介绍内埋武器机弹分离相容性的研究进展；最后，论述和总结了国内外采用4种方法（理论分析与建模、风洞试验、数值模拟和飞行试验）研究内埋武器机弹分离相容性及其流动控制方法的进展，指出内埋武器机弹分离相容研究存在的主要问题，并给出几点建议。     

Analytical expression for distant retrograde orbits around a small natural satellite

An analytical expression for distant retrograde orbits (DROs) is obtained in this study. Owing to the fact that a planar DRO is a closed orbit and can be expressed as an approximately elliptical orbit, respective geometries and periods of DROs are analytically calculated. A switching point, where various properties of planar DROs change abruptly with an increase in the orbital radius, is determined. The Mars–Deimos system is taken as a case study in this work. The proposed method can be applied to cases where the Hill’s approximation of the restricted three-body problem is valid. Numerical calculations are performed to validate the proposed method.     

采用单目视觉的非合作目标星状态估计

针对微小卫星逼近观测未知的空间翻滚非合作目标星任务，提出一种基于单目视觉的目标星相对状态估计方法。在建立追踪星/目标星相对运动模型的基础上，以单目相机识别并测量获得的目标星固有特征的像素位置为观测输入，通过扩展卡尔曼滤波算法实现对目标星相对位置、相对速度、相对姿态、角速度、惯量比和特征位置等状态的估计。仿真结果表明,该方法能够很好地实现对未知非合作目标星的相对状态估计，姿态估计误差小于2°，位置估计误差小于0.1 m，特征点位置平均估计误差小于0.04 m。