中国空间科学技术

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《中国空间科学技术》征稿简则

2006 (06): 0-0.

摘要 ( 1319 )

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测量带有常值偏差时卫星自主定轨系统可观性分析

张春青;刘良栋;李勇;

2006 (06): 1-7+13.

摘要 ( 2084 )

考虑测量带有常值偏差时卫星自主定轨系统的状态观测和常值偏差估计问题,将观测常值偏差扩增为状态后进行卡尔曼滤波是解决这一问题的一个途径。为使卡尔曼滤波稳定,就必须分析系统的随机可观测性。文章利用线性时变系统的可观性理论对测量带有常值偏差时卫星自主定轨系统的可观性进行了分析,数值仿真结果显示了所得理论的正确性。

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基于数学形态学的空间飞行器特征提取算法

李克昭;袁建平;岳晓奎;

2006 (06): 8-13.

摘要 ( 1777 )

在基于机器视觉的空间飞行器相对定姿研究中,特征提取算法是相对定姿的基础。提出了基于数学形态学的空间飞行器特征提取算法,该算法有机地融入了空间飞行器的姿轨信息,实现了特征提取中结构元素的动态重构。仿真结果表明,该算法是解决空间飞行器特征提取的一种有效方法,尤其是结构元素的动态选取思路在相关研究领域也具有一定的参考价值。

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环月卫星成像敏感器对月姿态确定算法

王立;郝云彩;

2006 (06): 14-17+41.

摘要 ( 2125 )

紫外月球敏感器是大视场成像式敏感器,针对姿态确定算法,以MOSAIC可见光成像敏感器为例分析了传统圆拟合模式的适用性与不足;推证出在低轨道情况下曲线拟合出的月像几何中心与真实月心(nadir)不能等同;依据成像几何分析通过泰勒展开公式推导并提出了新的姿态角运算方法,保证了低轨道姿态运算精度;仿真结果显示新算法的姿态运算是非常有效的。

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利用条件平差实现导航星座自主守时方法

徐冬梅;杨龙;

2006 (06): 18-23.

摘要 ( 2057 )

针对导航星座自主导航系统的重要组成部分———自主守时系统,提出了一种简便易行的新算法:根据星间测距数据,采用条件平差进行自主守时计算;并且介绍了此方法基本原理和实现思路。自主守时仿真计算表明,此方法守时同步误差不累积,距离测量误差0.1m时,时间同步误差均方根小于0.4m。

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平板型CPL的设计与实验研究

刘志春;刘伟;宰军;杨金国;

2006 (06): 24-30.

摘要 ( 1867 )

在对毛细抽吸两相流体回路(CPL)系统进行了系统分析的基础上,设计了平板型CPL,并且搭建了CPL系统实验平台,做了各种工况的启动实验和变热负荷实验。实验结果表明,多孔芯冷凝器平板型CPL系统具有良好的启动性能,并且系统在运行过程中工作稳定,较好地抑制了系统的压力波动。

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基于结构描述的图像压缩方法研究

金海丁;周孝宽;

2006 (06): 31-36.

摘要 ( 1864 )

目前在遥感图像压缩领域,应用最为广泛的是以SPIHT算法为代表的基于小波变换的压缩技术,但是遥感图像含有极为丰富的高频信息,而变换域压缩编码的压缩原理是保留低频信息删减高频信息,这种矛盾导致了变换域编码对遥感图像进行高倍率压缩时,图像会有较大失真。为了减小压缩过程中高频信息的失真,从对图像空间结构描述入手,提出了一个基于空域的图像压缩算法,并与SPIHT算法进行了对比试验,证明了该算法的压缩质量明显好于SPIHT算法,具有一定的应用前景。

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航天器空间环境模拟器热沉热均匀性分析

于涛;刘敏;邹定忠;

2006 (06): 37-41.

摘要 ( 2175 )

通过建立传热数学模型以及求解,给出了空间环境模拟器中热沉热均匀性优化的结果。和其他以肋片为基础的辐射器不同,空间模拟器热沉主要是要尽可能的提高其热均匀性。因此,通过改变热沉的几何参数(热沉肋片长度、肋片厚度和液氮管半径)以及物理参数(液氮流速),进行了详尽的热沉热均匀性分析。在分析中发现,随着热沉肋片厚度的增加和长度的减小,以及流管内流速的增大,其热均匀性都有提高,但是热沉支管半径变化对热沉均匀性的影响并没有肋片长度和厚度以及液氮流速的影响那么明显。最后,根据数值计算结果给出了热沉优化设计参数取值范围和参考意见。

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空间光学遥感器的主镜展开机构

刘志全;孙国鹏;

2006 (06): 42-48.

摘要 ( 1816 )

采用分块可展开成像系统是空间光学遥感器实现大口径甚高分辨率的有效途径,主镜展开机构是分块可展开成像系统的关键部分之一。对空间光学遥感器主镜展开机构进行了大致分类,分析了几种典型主镜展开机构的组成、工作原理和特点。从结构形式、驱动方式、展开/锁定机构和理论研究等方面阐述了主镜展开机构的发展趋势,分析了中国发展主镜展开机构的主要技术难点,提出了这些技术难点的解决思路。

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航天器交会中的Lambert问题

朱仁璋;蒙薇;胡锡婷;

2006 (06): 49-55.

摘要 ( 2964 )

应用Lagrange转移时间方程研究空间交会中的Lambert问题,包括经典Lambert问题(飞行弧段不足一圈的椭圆型轨道转移)与多圈Lambert问题(飞行圈数超过一圈的轨道转移),阐述转移轨道的几何特性与转移轨道类型,分析转移时间与转移轨道参数及变轨速度增量之间的关系。对航天器交会中常用的圆轨道之间的双冲量转移,给定转移角与转移时间,阐述最小变轨速度增量所对应的转移圈数与轨道参数的求解方法,提出满足最小变轨速度增量要求的轨道转移的图解法。对给定的初始分离角与交会时间,按最小变轨速度增量要求,确定航天器交会的初始漂移时间、双冲量轨道转移时间与终端停泊时间。

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无陀螺下基于修正罗德里格参数的星体姿态确定

杨小会;秦永元;

2006 (06): 56-61.

摘要 ( 2802 )

介绍了修正罗德里格参数(MRP),分析比较了姿态表示参数修正罗德里格参数和四元数的算法特点。通过仿真计算,比较了当卫星受一阶马尔柯夫干扰力矩作用和CCD星敏感器为唯一星载角运动传感器时,分别用修正罗德里格参数和四元数作为姿态表示参数,采用UKF(Unscented Kalman Filter)估计卫星航向、姿态及相应角速率的滤波效果。结果表明,用修正罗德里格参数法的姿态解算精度比用四元数法的姿态解算精度高,且计算效率明显优于四元数算法,计算量仅相当于四元数算法的一半,这是由于四元数的规范化条件(即模值为1),在姿态确定中会导致误差协方差阵奇异,而修正罗德里格参数虽然不是全局非奇异的,但是可以通过切换方法解决奇异性问题。

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超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究

宋文艳;马晓锋;刘伟雄;贺伟;

2006 (06): 62-68.

摘要 ( 1986 )

采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。针对超声速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行Ma条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量和总压恢复系数急剧下降,高飞行Ma时的捕获流量的下降幅度比低飞行Ma时大。

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《中国空间科学技术》参考文献著录要求

本刊编辑部;

2006 (06): 69-72.

摘要 ( 1345 )

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《中国空间科学技术》第26卷(2006年)总目次

2006 (06): 73-79.

摘要 ( 1436 )

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