中国成功发射尼日利亚通信卫星1R

北京时间2011年12月20日0时41分,中国在西昌卫星发射中心用长征三号乙运载火箭,将尼日利亚通信卫星1R（简称“尼星”1R）成功送入太空预定轨道。 火箭点火起飞约26分钟后,西安卫星测控中心传来的数据表明,星箭分离,卫星成功进入近地点约203千米、远地点约42007千米、轨道倾角约24.8度的地球同步转移轨道。     

先验模型在载人飞船轨道返回泄压中的应用简

载人飞船返回前为保证正常分离而采用了泄压的模式.分析返回泄压影响轨道的问题,建立相应的简化轨道泄压力经验模型,利用载人飞船返回前的测轨数据进行分析,得到了一致的泄压摄动加速度,并将该参数和模型应用于神舟十号载人飞船返回过程中.结果表明,飞船轨道预报至返回制动点的精度达到百米级,与以前的飞船返回过程相比有效提高了制动点的预报精度.     

基于任务安全性的亚轨道飞行器返回轨迹优化

基于高斯伪谱法,结合亚轨道飞行器返回段特点,从任务安全性的角度出发进行了返回轨迹优化研究。出于实际控制能力及安全性的考虑,采用伪控制量作为最优控制变量,摒弃了再入分段、末端区域能量管理段、航向校正圆锥等概念,引入"末端进场走廊"来描述性能指标及终端约束。仿真结果表明,在满足各种约束条件下,能够快速准确地生成亚轨道飞行器返回轨迹,同时验证了结果的可行性与最优性。     

空间站的在轨推进剂再加注问题

建立一个永久性空间站,在轨推进剂再加注将是一个十分重要问题。本文评述了国外研制的各种方案,介绍了先进的在轨推进剂再加注技术、特性和可能实施的方案。最后指出了在轨再加注中的一些技术难点。     

基于北斗混合星座的星历参数适用性分析

针对北斗全球卫星导航系统混合星座条件下不同星历参数表达方法的性能评估问题,采用了从信息占用量、轨道拟合精度、接收机首次定位时间3个方面统筹考虑的评价方法。针对北斗系统的混合星座构型,比较北斗广播星历16参数和新设计的广播星历18参数的参数定义及用户算法异同,分析了不同星历参数表达所带来的性能变化。仿真分析结果表明,两种星历参数表达虽然都能描述北斗混合星座中的地球同步轨道(GEO)、中间地球轨道(MEO)、倾斜地球同步卫星轨道(IGSO)的卫星轨道特性,但是它们的具体性能有明显的差异,星历18参数的轨道拟合精度比16参数的提高了2~3cm,但其信息表达却多占用了63bit,且接收机首次定位时间多消耗了1.26s。     

ILSLab-IETM交互式电子技术手册研制平台

<正>ILSLab-IETM交互式电子技术手册研制平台由中国航空综合技术研究所自主研发,适用于飞机、舰船、导弹、车辆等各类装备,已成功应用于某大型运输机、新型战斗机、新型教练机、新一代主战坦克等重点型号的IETM研制。同时,可适用于轨道车辆、风电装备、精密机床等民用装备使用、维护资料等IETM的编制。     

GEO卫星地敏自主干扰保护失效实时处置方法

地球同步轨道卫星在每年春分、秋分前后25d左右一般会出现地敏探头太阳干扰,可以采用星上自主方式进行地敏干扰保护,以防御此种干扰的影响。星上自主干扰保护失效时,需要通过地面发送卫星遥控指令处置。由于当前GEO(Geostationary Earth Orbit,地球同步轨道)卫星地球敏感器自主干扰保护失效的实时处置占用遥控平台时间过长,会严重影响卫星有效载荷应用。所以,针对此问题,在地敏确定卫星姿态原理的基础上,分析了地敏自主干扰保护失效的机理,提出了基于软件进程的地敏太阳干扰保护流程和操作计划,设计了基于遥控指令序列的卫星实时判断脚本。经验证,此方法可将遥控平台占用时间从4h缩短至30min以内,为卫星有效载荷应用留出了时间窗口。     

ILSLab-IETM交互式电子技术手册研制平台

<正>ILSLab-IETM交互式电子技术手册研制平台由中国航空综合技术研究所自主研发,适用于飞机、舰船、导弹、车辆等各类装备,已成功应用于某大型运输机、新型战斗机、新型教练机、新一代主战坦克等重点型号的IETM研制。同时,可适用于轨道车辆、风电装备、精密机床等民用装备使用、维护资料等IETM的编制。平台特点     

一种近地回归轨道区域性覆盖星座设计

应用近地回归轨道对我国的国土进行区域覆盖星座设计,设计采用倾角为41°、高度为1201.88km的δ星座,通过对几种可能轨道参数的分析对比,对其覆盖性能进行了仿真分析,找到了满足覆盖要求的星座轨道参数。     

PPT小卫星轨道转移任务分析

针对CAST968小卫星平台,结合HY-1卫星,分析了该卫星轨道转移任务的应用需求;对比HY-1卫星采用的单组元肼推力器,指出了脉冲等离子体推力器（Pulsed Plasma Thruster,PPT）的应用特点;根据该卫星平台的外形和结构参数,对星上轨道转移PPT的数量和工作方式进行了初步设计;基于PPT的研究现状和推进能力,对PPT的轨道转移方案进行了论证分析,计算了相关的轨道转移参数。研究表明,PPT可以适用于微小卫星小能量轨道转移任务,与传统的化学轨道转移推进系统相比,优势较明显。