航天器稀疏编队飞行的概念及其设计方法

提出了航天器稀疏编队飞行的概念及其设计方法，阐明了它与通常的紧密编队飞行的区别及其在应用上的前景。采用了一个比Hill解更为广泛的新公式来设计稀疏编队，并列举了若干稀疏编队的阵形。当各航天器距离很近时，该公式自然退化为与Hill解相同的形式。通过与Hill解的设计相比较，表明了新公式用于稀疏编队设计的优越性。     

圆轨道航天器八面体编队构型轨道动力学分析

提出一个全新的八面体航天器编队构型,该构型体现出当前编队飞行多种轨道构型的特征,同时也适于作为空间演示试验的编队飞行模式。八面体编队构型的设计思路是基于C-W方程,轨道平面内沿航向编队构型可利用轨道动力学自然保持,正上方或正下方编队构型则需要依靠平面内控制来实现,垂直轨道平面的编队构型需要施加法向控制来实现。对基于C-W方程的悬停动力学模型进行了精度分析,最后以低轨道航天器的八面体编队构型为例进行了数学仿真验证。     

A study of the material density distribution of space debris

Material density is an important, yet often overlooked, property of orbital debris particles. Many models simply use a typical density to represent all breakup fragments. While adequate for modeling average characteristics in some applications, a single value material density may not be sufficient for reliable impact damage assessments. In an attempt to improve the next-generation NASA Orbital Debris Engineering Model, a study on the material density distribution of the breakup fragments has been conducted and summarized in this paper.     

北斗星基增强系统性能评估

以实际广播星历、精密星历和北斗星基增强系统(BDSBAS)增强报文为实验数据,通过计算BDSBAS轨道误差、卫星钟差、空间信号测距误差和BDSBAS格网电离层有效点、播发时间和电离层延迟误差6个指标,评估分析了BDSBAS空间信号的性能。结果显示：BDSBAS增强后的GPS卫星轨道误差在切向、法向、径向分别降低了34.57%,40.57%,30.90%;卫星钟差均方根降低了24.31%,卫星钟差标准差降低了16.8%;空间信号测距误差相比增强前降低了32.75%;BDSBAS格网电离层有效点覆盖了中国及周边地区;BDSBAS各点电离层延迟播发间隔均达到ICAO对精确差分定位的要求;电离层延迟在0°－5°N范围内误差在0.4 m以上,可信度均达到99.9%,在5°－55°N范围内误差小于0.4 m,可信度均为100%;BDSBAS水平定位误差提升超过25%,垂直定位误差提升超过50%,完好性均在99.9%以上。     

铝合金小直径薄壁管的全位置焊工艺研究

采用ＭＫ－２００全位置焊管机焊接小直径薄壁铝合金导管,必须解决好焊缝的表面成形和内部气孔问题。分析了气孔产生的原因,并提出了抑制气孔的措施。大量试验表明,采用加填充环和背保护气加压的方法可改善焊缝成形;通过严格的焊前清理、合理的参数设置等抑制气孔的工艺措施可获得理想的气孔合格率。     

绳系卫星的一种新型高阶滑模控制器设计

针对绳系卫星轨道转移控制问题,给出绳系卫星在轨机动模型并将面内运动处理为典型的欠驱动形式;为实现对面内摆角的跟踪控制,定义滑模面并建立积分链系统,设计一种新型高阶滑模系绳张力控制律,得到无抖振控制量,这种控制律在保证高精度跟踪的前提下,有效避免了控制抖振现象;关于滑模面的高阶滑模运动建立后,在平衡点对闭环系统线性化,根据劳斯判据,闭环系统在平衡点是局部渐近稳定的。最后,通过仿真分析,验证了所提出控制算法的有效性。     

空间目标碰撞概率的显式表达式及影响因素分析

在圆轨道情况下推导了空间目标碰撞概率的显式表达式,将碰撞概率表示为空间目标交会几何条件(过交线高度差、过交线时间差、轨道夹角等)和RSW坐标系误差方差的显式函数.根据显式表达式对碰撞概率的影响因素进行了分析,研究了过交线高度差、过交线时间差、轨道夹角、位置预报误差、等效半径等因素对碰撞概率的影响,得出了一些有意义的结论.     

卫星空间外热流轨道参数ψ_0,Ω_0和ω_0计算

文章给出了卫星热分析空间外热流计算中所需要的轨道参数太阳黄经、升交点赤经和近地点幅角的初值φ_0、Ω_0、ω_0 的计算公式。其精确度满足卫星热分析要求。     

空间站和GNSS共视的差别及精度对比分析

为了对比空间站和导航卫星共视的性能差异,深入分析影响共视性能的主要误差源特征,推进共视技术进一步发展,以对共视时间比对基本原理的分析为基础,从系统设计和关键误差源影响两个方面对比分析空间站和导航卫星共视的差异。理论研究结果表明,不同于导航卫星共视,轨道误差是影响空间站共视精度进一步提升的主要因素;此外,空间站共视还需考虑地球引力时延等精细误差的影响。最后,设计并实施了仿真实验和实测实验,通过实验数据进一步对比两者的性能差异。实验结果表明空间站和导航卫星共视各有利弊,虽然空间站共视的服务区域和连续性逊于导航卫星共视,但可以实现的共视精度至少比导航卫星高一个数量级。     

FY-2C星发射轨道计算与分析

根据卫星发射窗口的一般性和风云二号(FY-2)C气象卫星特定限制条件,计算了2004年10月19日符合要求的发射窗口.在比较上午和晚上发射窗口的基础上,确定C星选择上午发射窗口.给出了影响卫星定点捕获所需速度增量的入轨轨道参数和点火姿态等因素,并仿真计算了轨道半长轴、近地点高度、倾角和近地点幅角与速度增量的关系.分析结果表明,卫星发射窗口的确定与星、地、日间的位置密切相关.入轨偏差越小,定点捕获所需肼燃料消耗也越少.