中国空间科学技术

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多约束条件下探测器击中月球的轨道设计

郗晓宁,王海丽,肖齐英

1997 (02): .

摘要 ( 2018 )

讨论了探测器从低高度圆型地球停泊轨道出发，沿速度方向施加脉冲推力进入登月轨道，不加制导自由飞行击中月球的轨道设计问题。考虑的约束条件包括：①着月点光照；②探测器通视；③登月轨道初速及飞行时间限制；④着月时探测器相对月面落速大小和方向限制；等等。利用理论分析和简化假设，考虑节省能量、约束条件①和②，给出了着月区域、着月日期段、着月时刻段的选择方法及算例；基于数据分析和大量计算，考虑约束条件③和④，给出了确定标准轨道的方法和算例。该思路和方法经数值仿真验证是高效实用的，可为实际工程的登月轨道设计提供重要依据

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微重力场中对流-辐射-传质系统的地面模拟技术

刘云龙,梁新刚,任建勋,过增元

1997 (02): .

摘要 ( 1578 )

研究了微重力条件下对流－辐射－传质稳态系统的地面相似模拟技术，进一步发展了温度－材料综合保持技术。通过采取补偿热流，调整壁面热流密度分布的方法，保持了原型与尺寸适当缩小后的模型的Ｎｕ数、Ｓｈ（舍伍德）数、材料、温度、湿度不变，从而实现模型与原型流动、换热和传质相似。利用数值方法研究了均匀进风条件下的传热与传质的相似性，并对流场、温度场和湿度场进行了分析。

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干扰因素对液体火箭发动机性能的影响

沈赤兵,吴建军,陈启智

1997 (02): .

摘要 ( 1582 )

给出并改进了描述液体火箭发动机稳态工况的非线性数学模型；用修正的Ｇａｕｓｓ－Ｎｅｗｔｏｎ法求解各性能参数，分析了每个干扰因素分别对液体火箭发动机参数的影响，用非线性模型和小偏差方法对比分析了两个干扰因素分别和共同对发动机参数的影响；所得结论可用于发动机试验结果分析、发动机可靠性分析、发动机故障分析，也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律

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微型航天器的公用平台和关键技术

朱毅麟

1997 (02): .

摘要 ( 1561 )

未来的微型航天器将采用微型公用平台——集成公用模块。文内阐述了集成公用模块的概念和应用，分别介绍了航天器实现微型化所需的关键技术——无电缆连接、多功能结构、先进的轻型材料、自主热管理的微热控系统、高密度电子线路封装和连接、集成设计环境，最后提出以集成公用模块为基础的微型航天器的设计和研制程序

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空间液体测量技术的发展

达道安,张天平

1997 (02): .

摘要 ( 1625 )

回顾了空间液体测量技术发展概况；对各种具体的测量方法进行了原理性介绍，并在相互比较的基础上作出了评述；对中国开展此项工作提出建议

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应用“出汗”暖体假人设计、评价航天服调温功能

庞诚,陈景山

1997 (02): .

摘要 ( 1666 )

详细地论述了“出汗”暖体假人在设计与评价防护服中的应用，包括通风服、液冷服及防寒服中关于身体各节段的流量分布、服装隔热值与表面热流以及进口液温和流率对服装致冷能力的影响等问题。目的是为使用“出汗”暖体假人技术在设计与评价航天服调温功能研究中提供启示和借鉴

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一种实现太阳阵峰值功率跟踪的智能控制方法

鄢婉娟

1997 (02): .

摘要 ( 1601 )

首先讨论了峰值功率跟踪的一般概念及原理，然后提出了一种采用模糊自寻优智能控制原理实现太阳阵峰值功率跟踪的具体方法。该方法先根据模糊自寻优控制器的输出计算太阳阵电压的参考值，然后将此参考值与太阳阵的实际输出电压相比较，得出的误差信号去控制脉宽调制输出的占空比，以使太阳阵的输出电压达到此参考值。由于参考电压值的算法充分考虑了太阳阵峰值功率点的逼近问题，因此，上述过程多次进行，就能使得太阳阵的工作点最终到达峰值功率点。

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双平衡环动力调谐陀螺的正交不平衡力矩

冯道

1997 (02): .

摘要 ( 1599 )

讨论了单平衡环动力调谐陀螺的正交不平衡力矩及其引起的漂移误差；完善了一些文献中给出的计算方法和公式；然后讨论了双平衡环动力调谐陀螺正交不平衡力矩的计算。

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一种轴承摩擦力矩测试方法及其测试系统

张笃周,周贤方,马树贵

1997 (02): .

摘要 ( 1584 )

介绍了一种利用磁线圈施矩的轴承摩擦力矩的测试方法，给出了测试系统的组成框图，并对测试中的数据处理作了简要说明

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