用于太空旅游的私人航天器--"太空船"、野火-MKVI和"加拿大箭"

1 太空旅游 2005年7月26日,俄罗斯联邦航天局宣布了“月球旅游”计划.“月球旅游”将使用联盟-TMA系列飞船,为期2周.它的费用为1亿美元,其中成本为9000万美元,支付飞船船长的费用为350万美元.     

利用并联氙气瓶温差补偿航天器质心偏移的可行性研究

在以往航天器研制中,一般通过增加配重的方式对航天器质心偏移进行补偿.这种质心补偿方式占用了运载火箭承载能力资源,降低了航天器的有效承载能力.针对常规质心补偿方式的弱点,利用电推进航天器上氙气高密度填充的特点,提出了一种通过氙气瓶温度控制对航天器质心偏移进行补偿的方法,减少了航天器配重的使用需求.氙气瓶温差对航天器质心偏...     

横流中多孔射流的稀释特性实验研究

横向流动条件下多孔射流是污水排放中的一种常见流动,对其稀释特性研究对于污水排放工程设计具有重要的指导意义.利用激光诱导荧光技术(Laser Induced Florescence)对横向流动条件下1、2和4孔射流的浓度场进行了测量.实验表明:多孔射流可分为未合并区、过渡区和已合并区;在未合并区内,多孔射流中的第一个射流浓度轨迹线和稀释度变化与单个射流情况相近,在射流近区和远区,无量纲浓度轨迹线与下游距离分别呈1/2和1/3指数关系;后面射流的浓度轨迹线和稀释度变化相近,受第一个射流的遮挡和卷吸作用,其弯曲度和稀释度变化小于第一个射流,说明作用于后面射流的横向流速小于第一个射流.     

低轨道航天器的表面充电模拟

为研究航天器表面材料在空间环境中的充电现象, 利用SPIS (Spacecraft Plasma Interaction System)模拟了航天器在低轨道等离子体环境中的表面充电情况, 通过对模拟结果进行分析并与实际观测进行比较, 可以看出模拟结果基本能够反映出不同性质材料之间的充电差别, 特别是导电材料与非导电材料之间的充电差别. 模拟得到的充电电位及充电时间与充电的一般理论计算结果符合较好, 且能够清晰反映出航天器运动中产生的冲击流及尾流的结构特征. 根据SPIS低轨道航天器表面充电模拟的特点, 认为SPIS的模拟结果是合理的.      

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。
     

那一飞,震撼全世界——纪念人类第一次载人航天飞行50周年

2011年的4月12日似乎是很平常的一天,但50年前的今天,却发生了一件极为不平凡的事。苏联航天员加加林乘坐世界第1艘载人航天器——东方1号宇宙飞船遨游太空,拉开了人类载人航天的序幕,从此人类在太空创造了一个又一个奇迹。     

一种新型火星定点着陆轨迹快速优化方法

针对火星定点着陆任务大气进入段的轨迹规划问题,给出了一种基于hp Radau伪谱法的快速优化算法。综合考虑大气进入段的动力学约束、边值约束、以及着陆器的机动能力约束和安全性约束,结合hp Radau伪谱法的配点特性,将轨迹优化问题转换成一个大规模多约束参数优化问题,给出了大气进入段轨迹优化问题的求解框架;为了提高算法的计算效率,给出了参数优化过程中雅克比矩阵的解析表达式;并通过数学仿真对本文算法进行了数值验证,结果表明：     

基于闭环解析解的可重复使用运载器轨迹在线生成方法

The relationships between path constraints such as heating rate, dynamic pressure and aerodynamic load and velocity during entry flight are analyzed in  r-V  plane for an entry vehicle with mediate high lift to drag ratio. Through derivation and integration, a unified formula for path constraints is obtained in  r-V  plane. Based on the unified formula and several characteristics an analytical solution is obtained,and an online trajectory generation method is developed. In the method, the coupled longitudinal and lateral motion is considered, and can make the best use of flight capability and satisfy path constraints. Trajectory generation cases with different flight mission and downranges are tested. Simulation results demonstrate the capability and efficiency of the trajectory planning method in dealing with path constraints.     

航天器推力器布设对燃料消耗的影响

对航天器六自由度控制的推力分配问题进行了研究,参考卫星导航系统中几何精度衰减因子(GDOP) 的定义,首次提出了推力器构型燃料消耗因子（FCF）的概念,并将此概念用于定义推力器相对几何关系引起的期望控制量与燃料消耗间的比例关系。通过矩阵理论分析得到了燃料消耗因子随推力器数目增加而减少的结论,并通过仿真计算对结论进行了验证。     

星载三通道SAR/DPCA误差分析与动目标定位方法

针对一发三收模式下星载SAR-GMTI系统利用相位中心偏置天线（DPCA）方法进行杂波抑制时,系统误差和平台运动误差引起的杂波残留问题,提出了一种基于误差补偿的运动目标检测和定位新方法。分析了误差存在的原因,并以消除剩余杂波为目的详细推导出了相应的补偿因子,在此基础上对经过误差补偿后的数据采用DPCA方法进行杂波抑制,最后通过相位干涉处理进行动目标定位。仿真结果验证了算法的有效性。