临近空间飞行器再入轨迹优化设计

针对临近空间飞行器再入轨迹的优化设计问题,给出了临近空间飞行器再入轨迹运动学模型和再入轨迹优化模型。选取飞行器末端飞行速度实际值与理想值之差的平方最小为性能指标,控制变量为迎角和滚转角。过程约束为过载、动压、热流,终端约束为高度、轨道偏角、轨道倾角。应用罚函数法和约束算子法将有约束最优控制问题转化为无约束最优控制问题。应用庞特里亚金极小值原理及最优控制理论对性能指标进行处理,得到最优控制问题的正则方程、控制方程及横截条件。在C++环境下应用共轭梯度法对无约束优化问题进行数值解算。仿真结果表明应用共轭梯度法能够得到满足各种约束的再入轨迹。因此,共轭梯度法对于临近空间飞行器再入轨迹优化问题的求解是可行的。     

某自旋微小空间飞行器运动过程研究

为研究某自旋微小空间飞行器入轨运行一周的运动情况,建立各主要坐标系描述飞行器的运动状态。考虑较高轨道的空间环境因素对飞行器运行过程的影响,建立了飞行器轨道动力学模型和基于欧拉方程的姿态动力学模型。采用双欧法进行仿真计算,得到了飞行器入轨运行一周的轨道和姿态参数情况。结果表明:高轨道空间空气密度极低,飞行器主要受地球引力、太阳辐射压力及大气阻力的影响,靠自身旋转稳定,运动轨迹近似圆形,运行一周后轨道增高4.66 km,滚转角和偏航角产生波动,变化小于±0.04°;俯仰角随时间逐渐增大,变化幅度近似360°。     

某自旋微小空间飞行器运动过程研究

为研究某自旋微小空间飞行器入轨运行一周的运动情况,建立各主要坐标系描述飞行器的运动状态。考虑较高轨道的空间环境因素对飞行器运行过程的影响,建立了飞行器轨道动力学模型和基于欧拉方程的姿态动力学模型。采用双欧法进行仿真计算,得到了飞行器入轨运行一周的轨道和姿态参数情况。结果表明:高轨道空间空气密度极低,飞行器主要受地球引力、太阳辐射压力及大气阻力的影响,靠自身旋转稳定,运动轨迹近似圆形,运行一周后轨道增高4.66 km,滚转角和偏航角产生波动,变化小于±0.04°;俯仰角随时间逐渐增大,变化幅度近似360°。     

太阳同步轨道电子与质子对卫星的电离和非电离能损

空间辐射环境是飞行器寿命的主要限制因素之一。由于空间辐射环境的复杂性,以及飞行器在空间活动的轨道和设计寿命的不同,飞行器需要的抗辐射屏蔽的要求也不同。针对太阳同步轨道所处的空间辐射环境(由AE8和AP8提供该轨道的电子和质子能谱),采用Monte Carlo方法的PENELOPE和SHIELD软件包进行了模拟计算,研究了卫星所需的辐射屏蔽。根据模拟结果分析发现:在空间环境研究中,除了电离能损引起的总剂量外,由质子的非电离能损引起的位移损伤的影响不可忽略。质子和二次质子对电离能损、中子对非电离能损的贡献最大。     

空间科学探索相关国际法原则和热点分析

 国际空间法作为一个年轻的国际法新分支，是各国探索和利用外层空间活动依据的国际法原则、规则和制度的总和。近年来，国际空间探索活动掀起新高潮，但国际空间法律制度发展相对滞后，二者之间的矛盾愈发凸显。梳理了国际空间法体系及与空间科学探索相关的主要法律原则，围绕空间碎片减缓、外空资源开发和利用、行星保护、频率和轨道资源分配、空间核动力源以及微小卫星等当前空间科学探索领域最具代表性的国际热点争议法律议题，分析了相关的主要国际法律原则、美欧等国家/地区的法律规定和实施案例等。     

亚轨道飞行器再入轨道设计方法研究

由于亚轨道飞行器再入过程持续时间短等特点,使得用于航天飞机的标准轨道法不适用于亚轨道飞行器,因此研究了基于插值的返回轨道生成算法。在传统的三段关于能量线性的阻力剖面的基础上提出改进算法。该算法先根据返回轨道约束、平衡滑翔约束确定阻力剖面上界和下界,后引入三次曲线使其平滑。最后,一维搜索出合适的纵程参数,通过插值得到最终的标准轨道。     

考虑太阳引力摄动的Halo轨道保持控制

研究了考虑太阳引力影响的地-月系统中绕L2点轨道的保持问题。在地-月系统圆形限制性三体问题的基础上,考虑太阳的影响,先用微分修正法得到飞行器的初始状态,然后根据方程的对称性,分别沿时间的负向、正向积分,得到绕L2点的闭合轨道。以该闭合轨道为目标轨道,根据模型的动力学特点,设计变结构滑膜控制律。仿真结果表明,该控制律能很快消除飞行器入轨时位置、速度的偏差,使飞行器在目标轨道上稳定飞行。该文的结果可应用于对月球背面的定点观测或中继站。     

空间飞行器特征提取与相对定姿研究进展

在人类探索太空的活动中，空间飞行器特征提取与相对定姿是一个非常重要的空间应用问题，相应的算法是迫切需要解决的核心问题.文中首先介绍了空间飞行器特征提取与相对定姿算法的国内外相关研究现状，分析了相关算法存在的不足.研究和探讨了数学形态学和双四元数理论及其成功应用.在此基础上，提出了基于数学形态学和多组双四元数的新算法.该算法克服了传统方法的不足，有效地将空间飞行器姿轨控信息应用到结构元素的动态重构与分解、多组双四元数方程的动态建立与解算中，尤其是把空间飞行器特征提取与相对定姿统一考虑的研究思路在解决同类空间应用问题中具有一定的参考价值.     

空间核能的利弊

《科学美国人》1991年第6期刊载署名文章《空间核能的应用》,摘译如下。核能在空间探测中起过很大作用,但也出过多次事故。众多的以核能为能源的空间飞行器释放过放射性物质。用废了的反应堆还在地球轨道上,受到被轨道碎片碰击的威胁。在轨道上运行的反应堆发出的辐射也干扰其他卫星的工作。空间使用核能还加剧了世界的紧张局势。因此,苏美两国科学家的一些组织建议,禁止在地球轨道使用核能装置,以减小由此而带来的危险;同时,允许在深空探测项目中使用必不可少的核能。第一个使用核能的飞行器是美国1961年发射的导航卫星子午仪(Transit)4A,它用的是放射性同位素热电发电机(RTG),由钚238衰变时发生的热转变成电能。此后不到三年,在空间就发生了第一次核事故,1964年4月发射的第五个核能飞行器子午仪5BN-3,没有进入预定的轨道,它的电源在约50公里高     

考虑太阳引力摄动的Halo轨道保持控制

研究了考虑太阳引力影响的地-月系统中绕L2点轨道的保持问题。在地-月系统圆形限制性三体问题的基础上,考虑太阳的影响,先用微分修正法得到飞行器的初始状态,然后根据方程的对称性,分别沿时间的负向、正向积分,得到绕L2点的闭合轨道。以该闭合轨道为目标轨道,根据模型的动力学特点,设计变结构滑膜控制律。仿真结果表明,该控制律能很快消除飞行器入轨时位置、速度的偏差,使飞行器在目标轨道上稳定飞行。该文的结果可应用于对月球背面的定点观测或中继站。