带弹性附件的卫星的姿态动力学方程

本文采用虚功形式的d’A1embert原理建立了带弹性附件的卫星的姿态动力学方程。方程便于与有限元程序结合。对于非自旋卫星,可以给出线性化的方程。文中建议以各阶约束模态的角动量系数对弹性附件的惯矩的贡献作为降价的参考较为方便。文章给出了一个数字例。     

协同优化在卫星多学科设计优化中的初步应用

探讨以遗传算法为优化上具的协同优化方法在卫星总体优化设计中的应用以及各学科间耦合关系。首先对基本协同优化方法的流程及特点进行了探讨，然后以对地观测卫星总休优化设计为对象，研究如何利用协同优化方法建立此问题的优化模型。研究结果表明，融合了遗传算法的协同优化方法能够有效地解决对地观测卫星总休优化设计，学科间耦合设计变量以及耦合状态变量的一致性误差均接近0．01％。     

大气阻力摄动对卫星编队飞行队形的影响分析

为了分析大气阻力摄动对卫星编队队形的影响,利用相对轨道根数法推导了包含大气阻力摄动的卫星编队相对运动的状态转移方程。仿真结果表明当几何形状和质量不同的两颗卫星在低轨道做编队飞行时,大气阻力摄动对编队队形的影响很大而不能忽略;当主卫星的半长轴相等时,主卫星轨道的偏心率越大编队飞行受大气阻力摄动的影响也越大;大气阻力摄动主要影响编队飞行迹向相对距离。     

星座与星座轨道控制技术

以目前仍在轨运行中的低轨道铱星星座 (IridiumConstellation)、全球第一个双向移动卫星通信星座 (ORBCOMM)和高轨道全球定位系统 (GPS)导航星座为背景 ,深入分析国外应用卫星星座的轨道控制技术 ,系统总结星座的飞控方案、星座轨道控制和测控策略。最后作者试图对目前正在研讨中的三星时差定位星座和中巴资源卫星 (CBERS)星座的测控技术谈一点设想。     

返回式卫星基础型(FSW-O)方案设计特色初析

FSW—0型卫星是我国研制的第一种返回式卫星,以其卫星平台为基础又相继发展了FSW—1和FSW—2型返回式卫星。FSW—0型卫星方案设计符合“先高后低和先外后内”的设计规律,贯彻了整体优化的设计原则,体现了公用平台的设计思想。述评FSW—0型卫星方案的提出过程和设计特色是一件有意义的工作。     

基于神经网络模型的学习诊断

基于故障树模型的诊断把故障树的底事件分成三部分：必然的故障源集（ＣＦＳ）、正常底事件集（ＮＥＳ）和可能的故障源集（ＰＦＳ），及如何进一步确定ＰＦＳ中各元素的状态（正常或异常）。在存在大量训练样本的情况下，可采用基于神经网络模型的学习诊断方法来确定ＰＦＳ中各元素的状态，并通过对某卫星能源系统故障模拟原理性试验台的故障诊断验证了该方法的有效性。     

电弧加热发动机的实验研究

介绍一种低功率电弧加热发动机系统的实验研究。该系统包括电源，点火系统，推进剂供给系统，发动机本体和一些测量设备。用氮和氩对不同的喷口喉道直径（０．６ｍｍ～１ｍｍ），不同的质量流率（２０ｍｇ／ｓ～１００ｍｇ／ｓ），不同的电源电压（８０Ｖ～１５０Ｖ）进行了性能研究。所有试验都是在直径为１ｍ，长为１．６ｍ的真空室内进行的     

CBERS-1卫星红外多光谱扫描仪图像预处理方法

文章介绍了中国和巴西联合研制的资源一号卫星 (CBERS_1)上的有效载荷之一 - -红外多光谱扫描仪 (IRMSS)图像数据的处理 ,包括错位校正、相对辐射校正和去除噪声等处理过程。     

玫瑰星座的优化设计方法

玫瑰星座是一种均匀分布的星座，常用于全球连续覆盖。本文对玫瑰星座的基本理论进行了论述，提出了玫瑰星座用于实现全球一重连续覆盖时的优化方法。用本文提出的方法对卫星总数多达３００的玫瑰星座进行了优化计算并给出了计算结果。     

Satellite orbits in Levi-Civita space

In this paper we consider satellite orbits in central force field with quadratic drag using two formalisms. The first using polar coordinates in which the satellite angular momentum plays a dominant role. The second is in Levi-Civita coordinates in which the energy plays a central role. We then merge these two formalisms by introducing polar coordinates in Levi-Civita space and derive a new equation for satellite orbits which unifies these two paradigms. In this equation energy and angular momentum appear on equal footing and thus characterize the orbit by its two invariants. Using this formalism we show that equatorial orbits around oblate spheroids can be expressed analytically in terms of Elliptic functions. In the second part of the paper we derive in Levi-Civita coordinates a linearized equation for the relative motion of two spacecrafts whose trajectories are in the same plane. We carry out also a numerical verification of these equations.