自主机动条件下的实时定轨方法

中继卫星在跟踪自主机动用户目标时,由于机动轨道未知,需要利用中继卫星下传的星载GNSS(Global Navigations Satellite System,全球导航卫星系统)数据进行实时轨道确定与预报,为中继卫星跟踪提供实时的引导信息,以方便中继卫星快速捕获目标和连续稳定跟踪。针对该类用户目标的任务需求,讨论了基于星载GNSS数据自主机动条件下的实时定轨方法,建立了连续推力机动力学模型。以某一型号卫星的实测数据进行分析验证,并对轨道机动进行辨识,计算的机动加速度和机动时间与试验单位提供的结果一致。针对卫星不同机动情况,5min的观测数据定轨预报10min的弧段,最大位置误差小于8km,可以为中继卫星快速捕获提供高精度的引导信息。     

高重合度齿轮传动系统的振动参数稳定性

研究了高重合度齿轮转子-滚动轴承传动系统的振动强度稳定性以及振动轨道稳定性随系统参数的变化规律。通过振动强度参数稳定域的计算,量化了高重合度齿轮副对齿轮转子 滚动轴承传动系统稳定性提升的贡献大小。结果发现在转子质量偏心较小的条件下,高重合度齿轮系统的振动强度稳定性要比普通重合度齿轮系统提升很多;但在转子质量偏心较大时,高重合度齿轮副的采用对传动系统参数稳定域的扩张并没有显著贡献。通过振动轨道稳定性全局分岔图的计算,明确了滚动轴承游隙、转子质量偏心等参数对高重合度齿轮转子-滚动轴承系统振动轨道稳定性的影响规律,获得了系统各种稳定周期轨道及非周期轨道与对应参数区间的映射关系。      

基于PXI的液体姿轨控火箭发动机试验测控系统设计与实现

针对液体姿轨控火箭发动机地面试验高精度、高风险和灵活多变的特点,设计研发了一套以PXI （PCI extensions for instrumentation）控制器为主体的发动机试验测控系统.控制系统拥有40路开关量控制能力,综合运用手动、时序和自动控制方式.测量系统拥有120路信号同步采集能力,具备故障诊断功能.测控系统软件使用LabVIEW开发,通用性良好.为增强控制可靠性,设计了面向工艺流程的试验面板,应用嵌入式控制,进行信号多级监测并引入紧急自动关机控制.为提高测量精度,对测量参数进行原位标定,提出了一种改进的干扰消除电路.该系统已多次成功应用于液体姿轨控火箭发动机地面试验,采用的设计方法有效地提高了测控系统的可靠性,测量精度和控制精度分别达到0.5%和0.1ms,能够充分满足多种类型的液体姿轨控火箭发动机对试验测控系统的要求.     

空间翻滚非合作目标消旋技术发展综述

大量残存太空的空间垃圾对在轨运行航天器的安全构成严重威胁,对其进行主动移除已迫在眉睫。火箭末级、失效卫星等非合作目标已失去姿态调整能力,且长期在失控状态下运行,受太阳光压、重力梯度等摄动力矩及失效前自身残余角动量等因素的影响往往会出现翻滚运动。对翻滚非合作目标直接捕获存在碰撞风险,为降低风险系数采取消旋后再捕获是较为合适的方式。在对火箭末级、失效卫星等典型非合作目标运动形式及消旋过程进行分析的基础上,综述了目前国内外所提出的接触式及非接触式消旋方法,并对非合作目标翻滚运动测量及动力学参数辨识和消旋控制这两项消旋共性关键技术进行了归纳总结。本综述将为中国空间碎片主动清除技术的发展提供有益参考。     

基于 Brouwer 平根数的冻结轨道

基于Ｂｒｏｕｗｅｒ平根数的概念研究了冻结轨道,发现了这样一个事实：如果用Ｂｒｏｕｗｅｒ平根数来表示冻结轨道,则该平根数对应的轨道恰是一条精确的圆轨道。在此基础上还对冻结轨道的性状作了新的解释。此外还针对只包含二阶和三阶带谐调和项的地球引力场内的冻结轨道偏心率在临界倾角附近的性状作了分析,显示出临界倾角附近轨道的异常性状在这个低阶的引力场内仍未改变。     

任意偏心率卫星的大气阻力的短周期摄动

通过本文采用的计算方法和CIRA 1972在160～2000公里高度围范的大气密度的分析模型,导出了人造地球卫星大气阻力短周期摄动的一种计算公式,它形式简单,收敛性好,适用于任意偏心率的卫星。     

新型复合材料警棍的研制

对新型复合材料警棍的制造进行了研究,探索了几种不同复合材料芯材的结构和成型工艺,确定警棍内部芯材为圆柱弹簧形式.对复合材料警棍进行了弯曲回弹力、弯曲回复率、减振等性能的测试和分析.通过与传统金属芯材警棍进行对比,复合材料警棍符合国际惯例,使用性能优良.      

太阳电池阵极月轨道在轨热分析

以极月轨道上太阳电池阵作为研究对象,详细分析了该轨道上电池阵所得各外热流的确定方法.以此为基础,对太阳电池阵进行在轨温度数值模拟,得到月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布.计算结果与地球卫星的相应数据进行比较,明确了月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布特点,为月球卫星上太阳电池阵以及整个卫星的设计提供了有利的数据参考.      

一类由星下点反算卫星近圆回归轨道的方法

提出了一类近圆回归轨道的设计方法,解决当飞行任务对星下点有要求时,近圆回归轨道的设计问题。分析了星下点轨迹与轨道参数的关系,概括为当对星下点轨迹有要求时,近圆回归轨道的设计依赖于轨道半径和轨道倾角两个参数的确定。以轨道半径和轨道倾角为未知量依据星下点轨迹要求条件构建了非线性方程组,但直接求解过于复杂,采取迭代的方法解决。编制了MATLAB程序进行设计计算,并将计算结果用软件STK(Satellite Tool Kit)进行仿真。仿真结果显示,该算法能够较好的实现设计目标。     

低轨卫星移动系统的点波束确定算法

根据星座空间几何基础,以及卫星对地面的覆盖情况以及点波束的形状,通过建立数学模型,提出了地面终端确定所在点波束的仿真算法;并以典型的低轨卫星移动系统Globalstar为仿真背景,仿真得出了与实际系统参数接近的结果,验证了算法。