自由飞试验模型惯性矩的测定

作者根据多年来自由飞试验的实践,叙述了自由飞模型惯性矩的调试、计算、误差分析与处理的经验与方法。     

Aiming at a 1-cm Orbit for Low Earth Orbiters: Reduced-Dynamic and Kinematic Precise Orbit Determination

The computation of high-accuracy orbits is a prerequisite for the success of Low Earth Orbiter (LEO) missions such as CHAMP, GRACE and GOCE. The mission objectives of these satellites cannot be reached without computing orbits with an accuracy at the few cm level. Such a level of accuracy might be achieved with the techniques of reduced-dynamic and kinematic precise orbit determination (POD) assuming continuous Satellite-to-Satellite Tracking (SST) by the Global Positioning System (GPS). Both techniques have reached a high level of maturity and have been successfully applied to missions in the past, for example to TOPEX/POSEIDON (T/P), leading to (sub-)decimeter orbit accuracy. New LEO gravity missions are (to be) equipped with advanced GPS receivers promising to provide very high quality SST observations thereby opening the possibility for computing cm-level accuracy orbits. The computation of orbits at this accuracy level does not only require high-quality GPS receivers, but also advanced and demanding observation preprocessing and correction algorithms. Moreover, sophisticated parameter estimation schemes need to be adapted and extended to allow the computation of such orbits. Finally, reliable methods need to be employed for assessing the orbit quality and providing feedback to the different processing steps in the orbit computation process. This revised version was published online in August 2006 with corrections to the Cover Date.     

J—7LP飞机1：6遥控模型失速尾旋试验

对无动力J—7LP动力学缩比模型进行了遥控试飞,以研究其失速尾旋特性,全偏平尾和方向舵可使模型进八尾旋,舵面全回中即可从各种尾旋中改出。偏转副翼对尾旋特性有明显的影响。     

水上飞机自由飞模型起飞与降落性能的综合试验

本文综述了用4台发动机为动力的水上飞机自由飞模型起飞与降落性能的综合试验,这些性能包括稳定性、操纵性、飞溅、水阻力、着水撞击、起飞砰击、失速及耐波性等。模型与真实飞机保持几何、质量、运动状态、拉力、升降舵效率及其波浪谱的相似,故模型试验与真实飞机的试飞结果比较符合。同时着重介绍了模型试验的机载测试系统与地面测试系统。     

星光折射航天器自主定轨方案比较

当星光透射大气发生折射时 ,用星光折射角精确地反映星光在大气中离地球表面的高度 ,并建立高度、航天器与地球的几何关系。通过对折射角进行观测 ,间接测得地平 ,从而改善了用地平仪直接测地平所造成的航天器自主导航精度低的不足。本文提出了几种利用星光折射的航天器自主定轨方案 ,并作了细致的仿真实验 ,对直接和间接两种测量地平方法以及几种星光折射自主定轨方案进行了分析比较。     

遥感卫星的地面覆盖与轨迹控制

对遥感卫星的地面覆盖进行了分析，提出了为满足应用要求及有效载葆地面覆盖，卫星轨道的的选择方法。文中还讨论了地面轨迹的漂移及为了满足地面覆盖的地面轨这保持问题。     

多体分离抛撒初条件与分离特征参数

多次风洞自由飞多体分离抛撒实验均证实了被抛撒物运动初条件对抛离成功与否有决定性影响;为此可采取"戴帽"措施;但数值计算结果与此相反,因而需深入开展研究,解决问题。常规形式的风洞测力方法,无法模拟各分离体之间很大的相对速度。分离过程中"特征时间"是很小的,因而风洞实验以及数值计算必须计及非常小的"特征时间"所反映的非定常气动力。多体分离的实践表明,至少在快速分离过程中运动动力学相似是必需的。     

人造地球卫星初轨计算的单位矢量法

本文在建立两组单位矢量系统Ｒ＊，Ｓ＊，φ＊和ρ＊，Ａ＊，ｈ＊的基础上，给出了初轨计算的新的条件方程形式以及对不等精度、不同类型的观测资料的加权处理方法，这对充分发挥高精度测距资料ρ和测速资料ρ·的作用十分有利。实测计算表明，本方法基本解决了初轨计算中轨道半长轴不易定准的困难，并具有定轨精度高、适用范围广、稳定性能好等优点，对静止卫星转移轨道入轨段超短弧段测量资料的初轨计算，作用尤为明显。     

伴随卫星的燃料-时间优化回收

伴随卫星回收是伴星应用中的一项主要技术。航天任务需求对伴星回收问题不仅提出了最省燃料要求，而且提出了最小时间要求。本文设计了一条稳定的燃料-时间优化回收轨道。从相对运动的Hill方程出发，给出伴星回收问题描述，阐述回收轨道设计思想及稳定回收条件，提出一种有效的螺旋式回收策略，探讨参数确定方法，并对回收轨道的特点和稳定性进行分析，最后研究了燃料消耗量与回收时间及初始相位的关系。仿真结果表明，利用螺旋回收策略，可以保证伴随卫星快速、稳定回收，且能在燃料消耗量与回收时间之间寻求最佳折衷。     

椭圆轨道编队常值推力构形变化控制方法

采用T-H方程作为椭圆轨道编队的动力学描述，推导了常值推力作用下的椭圆轨道编队的构形变化控制方法。通过合理的选择控制量的作用时刻，可达到大量节约燃料的目的。结合该构形控制方法给出了燃料均衡与燃料最优的解决方案；最后，给出的仿真算例说明了本文设计方法的有效性。