超低轨航天器气动力分析与减阻设计

轨道降低,航天器受到的气动力增大,气动力对航天器影响显著。考虑自由分子流态 下的超低轨航天器,利用分割法把简单外形的航天器分割为几部分,分别计算各部分的气动 力,然后相加获得总的气动力效果;通过对平面的气动力进行计算分析,提出了超低 轨航天器的减阻设计方法;结果表明：当轨道高度降低到250 km左右时,航天器受到的气动 阻力比500 km高出约2个数量级;一般情况下,超低轨航天器应采用细长体构型,减小迎风 面积;侧面积引起的航天器阻力已经不可忽略,应采用侧面光滑技术,减少侧面阻力;当超 低轨航天器长细比超过一定限度后,随着长细比增大,大气阻力升高。
     

航天器解体模型研究综述

对国外航天器解体模型的发展历史、研究现状、数据来源、试验方法和关键技术等进 行了介绍与总结。其中着重介绍了目前使用比较广泛的NASA
EVOLVE4.0解体模型,以及针对此模型而开展的SOCIT4卫星碰撞试验。对国外目前的航天器 解体模型的优点和不足进行了分析,并对发展解体模型所涉及的关键技术,如超高速发射技 术、碎片软回收技术和碎片特性测量技术等进行了介绍。最后,对于在我国开展航天器解体 模型研究提出了建议。     

航天器交会视觉导航系统相对状态确定算法

对航天器交会对接最终逼近段计算机视觉系统,阐述相对位移与相对姿态确定算法。该算法先求解测距(目标航天器标志点离追踪航天器相机镜头中心的距离),然后应用四元数估算法,由测距确定相对状态参数最佳值。特别是,一种测距求解新算法被提出。此外,还推导出一种利用偏差传递法由影像点偏差直接求出相对状态偏差的方法,这种方法不包含相对状态确定算法的方法误差,可用以评估相对状态确定算法的有效性。大量模拟算例显示,相对状态确定算法的精度与偏差传递法计算结果基本一致,这表明,相对状态确定算法对各种标志点构型普遍适用,且方法误差很小,相对状态确定精度高。不同标志点构型比较表明,非共面构型优于共面构型,可适应更大的影像点坐标偏差与更远的相对距离;基准面内的标志点应尽可能均匀对称分布,间距尽可能加大;非共面构型标志点可取为3个(含1个突出点)、4个或5个(含1~2个突出点);共面构型标志点取为4个适合(其中任意3点不共线);在4点共面构型中,正方形构型相对状态确定精度最高。     

基于载波相位三差的航天器GPS/INS组合定姿算法

研究了一种利用GPS载波相位三差观测信息的多天线GPS/INS组合定姿算法,其中包含一个基于惯性测量信息的GPS载波相位周跳检测算法。最后,通过仿真分析验证了该组合算法可以有效提高定姿精度,同时具有较好的稳定性。     

对异面椭圆轨道目标航天器的长期绕飞轨迹设计与控制

研究了绕飞卫星对异面椭圆轨道目标航天器进行长时间绕飞观测的轨道设计与控制问题。首先建立了适用于目标航天器运行在椭圆轨道上的长期绕飞轨迹设计模型;得到了绕飞轨迹以目标航天器为中心且保持封闭的条件。然后,考虑绕飞轨迹安全性和完成任务的相对距离需求,针对具体目标设计了长期绕飞观测轨道。绕飞过程中存在的摄动和误差影响会使绕飞轨迹不能保持封闭,不满足任务需求,为此采用双脉冲方法对绕飞轨迹进行控制。仿真结果表明,对运行在异面椭圆轨道上的目标航天器,所建立的绕飞轨迹设计模型和轨迹控制方法可以用于长期绕飞轨迹设计与控制中。     

柱面菲涅耳聚光透镜对称折射设计

从分析透镜不同入射高处小棱镜在最小偏向角时具有面形形变容差大的特点出发,给出了柱面菲涅耳太阳聚光透镜对称折射设计的基本原理,并比较了对称折射设计透镜和常规设计透镜的透射特性和会聚特性。采用对称折射设计,菲涅耳透镜柱面形变容差通常可高达15°~20°,且具有比常规设计高的光学效率;对称折射设计透镜虽存在散焦问题,但只要参数选择合理,出射光线均可会聚在太阳电池片上。     

基于数学形态学的空间飞行器特征提取算法

在基于机器视觉的空间飞行器相对定姿研究中,特征提取算法是相对定姿的基础。提出了基于数学形态学的空间飞行器特征提取算法,该算法有机地融入了空间飞行器的姿轨信息,实现了特征提取中结构元素的动态重构。仿真结果表明,该算法是解决空间飞行器特征提取的一种有效方法,尤其是结构元素的动态选取思路在相关研究领域也具有一定的参考价值。     

空间平台与卫星成本的比较

七十年代末推出的空间平台是无人航天器的新品种。它与人造卫星的差别在于:一是综合性,能同时或轮流搭载不同性质的有效载荷;二是能用航天飞机回收后重复使用,或通过接受在轨道服务而长期(十年以上)使用。与一次性使用的卫星相比,重复使用和长期使用的空间平台是否经济,不可一概而论,需要具体分析。本文给出了一次使用卫星、重复使用空间平台和长期使用空间平台的各类成本和全寿命成本的估算数学模型(CER—cost estimation relationship)。最后通过实例计算比较这三种航天器的全寿命成本,并指出它们各自在什么条件下最经济。     

确定自旋航天器旋转轴的动平衡方法

本文研究自旋航天器的旋转轴的试验测定方法，给出自旋轴方向的表示方法及其与转动惯量，惯性积的关系，建立了利用动平衡试验的不平衡量确定自旋轴相对平衡旋转轴偏差的计算机公式，从而可以利用动平衡试验的测试结果确定自自旋轴的方向，文末的例中讨论了动平衡机的最小可达剩余不平衡量对试验结果的影响。     

强连接解锁器的研制

强连接解锁器是利用楔块承受并传递连接力,具有连接力大、解锁分离力小的结构特点,是一种新型航天火工装置。 文中详细叙述了近30年来常用的3种解锁器的发展概况、结构特点及适用场合。从这3种解锁器的性能分析比较中,可以看出,必须研制一种新型结构的解锁器,才能满足连接力大而分离力小的要求。文章还进一步介绍了强连接解锁器的主要性能、结构特点及试验结果。