ZTE and TMN Launch Two Windows~ Phone Based 3.5G Smart Phones

ZTE, TMN and Microsoft have jointly launched two new 3.5G smart phones in Portugal. The SilverBelt and BlueBelt II handsets feature the WindowsR phone operating system which brings together the mobile phone,

运载火箭发射窗口的一种计算方法

发射窗口的计算对于发射活动而言是一项重要的内容,决定着航天器是否能准确入轨。提出一种基于几何方法的发射窗口计算方法,首先通过轨道递推模型计算卫星轨道平面的法向矢量,再根据入轨点大地坐标以及坐标系间的转换关系求得入轨点地心矢量,两矢量垂直的时刻即为发射窗口前沿。通过与STK仿真计算结果对比发现,在给定的一个计算时长内两者误差相当小,并在一定范围内变化。上述方法用于常规航天发射任务发射窗口的计算,逻辑清楚,简单实用。

大型复杂任务航天器快速交会对接轨道优化设计

针对航天器在快速交会对接过程中任务复杂、发射窗口宽、轨道偏差大的特点,文章提出了一种不同于我国已有的交会对接轨道设计的方法。通过在轨道设计上预留主动飞行器追及相位和增加两次修正脉冲,显著增大了快速交会对接对相位偏差的适应能力。经两次交会对接任务验证表明:该方法可满足首窗口发射及推迟发射条件下的快速交会对接任务需求,具有较好的工程应用价值,对我国未来航天器交会对接轨道设计有借鉴意义。

大型低温液体火箭“零窗口”发射技术

我国大型低温液体运载火箭组成系统多、各系统耦合关联程度大、射前流程复杂,实现“零窗口”发射难度大。基于大型低温液体运载火箭的系统特点和射前约束条件,提出了实现“零窗口”发射的技术方案。通过能力挖潜主动拓展了任务故障适应性和窗口宽度,并辅以科学的测试发射策略,将技术和流程相结合,共同实现大型低温运载火箭“零窗口”发射目标。这对全面提升大型运载火箭和发射场“零窗口”发射能力、适应未来航天发展需求具有十分重要的意义。

运载火箭发射窗口的两种碰撞评估方法比较

针对运载火箭发射前发射窗口碰撞安全性分析需求,基于运载火箭理论飞行轨迹特点和空间目标在轨运行规律,提出了2种碰撞评估方法,并比较了其计算效率及应用场景。结果表明:针对10 min的发射窗口,方法一能够在15 min内完成碰撞评估分析;2种评估方法计算耗时都随发射窗口长度的增加线性增加;按照1 s的步长开展计算,当发射窗口长度小于100 s时,方法二的计算效率更优,当发射窗口长度大于100 s时,方法一的计算效率更优。

基于时空约束的常规导弹火力分配建模与实现

现代战争对常规导弹火力分配的实效性提出了更高要求,考虑常规导弹生存、突防等影响因素,以毁伤下界为约束,建立了基于时空约束的动态常规导弹火力分配模型。将遗传算法全局搜索能力强和禁忌搜索算法局部寻优能力好的特点结合起来,构建了遗传禁忌融合算法,并将其用于常规导弹火力分配求解中。仿真结果表明,该方法能在较短时间内寻得最优解,求出的火力分配方案符合战场态势,验证了模型的有效性和算法的可行性。

环月轨道交会的奔月方案

研究了基于环月轨道共面交会的载人奔月方案。飞行方案设计采取人货分离的原则,包括3次发射,2次环月轨道交会。采用精确轨道动力学模型,得到了满足共面交会约束的发射窗口,以及地月转移轨道特性。进行了3次飞行任务的合理编排和规模估算,结果表明该方案在能量和时间需求上具备可行性。

航天器交会对接发射窗口分析

分析了交会对接任务中航天器受到的主要约束条件,将约束条件与发射时间相关联,建立了交会对接任务中发射时间求解的数学模型,设计了发射窗口的求解方法,得到了满足各项约束条件的交会对接发射窗口,并进一步对交会对接任务目标航天器初始轨道对发射窗口的影响进行了分析。

载人航天器的发射窗口及太阳能帆板的最佳受晒

首先根据载人航天器轨道运行段的基本特征，利用球面三角公式推导了：①阳光方向与载人航天器太阳能帆板法向的最佳夹角公式；②圆轨道的受晒因子公式。然后根据理论分析，引入帆板的效率系数。最后借助于计算机代数ｍａｔｈｅｍａｔｉｃａ系统，建立了一种分析帆板最佳受晒的直观、清晰、简便的方法。所得的结论为确定载人航天器的发射窗口提供了依据。

多约束交会对接发射窗口的分析和规划

针对交会对接任务对发射窗口的轨道日照角、光学导航测量设备阳光抑制角和轨道共面等多项约束,建立了交会对接发射窗口计算数学模型,给出了交会对接发射窗口计算方法与流程,分析了各种约束对交会对接发射窗口的影响。计算并构建了交会对接任务目标飞行器和追踪飞行器的年度日照发射窗口集合。按照2种任务规划思路分别给出了确定目标飞行器和追踪飞行器年度共面窗口集合的方法,为多约束交会对接年度发射窗口的日窗口和时刻窗口的分析和规划提供了清晰的结果。仿真结果验证了交会对接年度发射窗口集合的正确性和有效性,模型、方法和结果可作为交会对接任务发射窗口分析和规划的依据。

交会对接任务轨道控制规划设计与实施

针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题。设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化。设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合。交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务。

利用遗传算法搜索小天体探测最优发射机会

针对传统pork-chop图方法计算量大、计算效率低的问题，提出了一种基于遗传算法的小天体探测发射机会搜索方法。该方法以探测任务所需总的速度增量为目标函数，采用遗传算法作为搜索寻优算法，通过对星历的计算和Gauss问题的求解，将复杂的多变量非线性搜索寻优问题简化成一个两变量的搜索寻优问题，减少了编码数量和搜索空间，使其具有全局搜索功能和快速收敛特性，提高了计算效率。最后以近地小行星4660 Nereus为例，对其在2008-2012年采用两脉冲转移的交会型探测任务的发射机会进行了搜索。仿真计算结果表明：所给出的搜索方法与传统的搜索方法得到的结果一致，且所用时间仅为传统方法的4．19％。

光学测量限制对发射窗口的影响分析与仿真

针对运载火箭发射航天器时的发射窗口计算问题,从光学设备跟踪测量的角度出发,分析指出在光学测量设备系统本身性能固定、航天器目标特性固定的条件下,窗口计算需要尽量考虑与设备清晰成像和作用距离相关的一些因素,提出重点判断天光限制、地影限制、大气折射限制、太阳高低角限制、太阳夹角限制、月亮夹角限制、目标发光强度限制7个具体条件,建立了以天光地影限制模型、视场限制模型、作用距离限制模型为核心的发射窗口计算模型,给出了工程中应用的计算流程,仿真分析了发射窗口变化规律,以及测站位置和目标高度等典型参数对窗口的影响,并对多限制因素下的窗口计算给出了具体算例,计算结果与应用情况表明,窗口计算模型正确,可以作为实际工程应用的参考。

空间救援发射窗口分析

从发射窗口的基本特性出发,推导了空间救援任务发射窗口的解析求解方法。将空间救援发射窗口问题分解为平面窗口问题和相位窗口问题,分别建立了平面窗口与相位窗口的解析求解模型,最后获得了发射窗口解析解。用直观曲线描述了同一经度的不同纬度所有发射点对应的发射窗口,为空间救援任务发射窗口的分析和快速计算提供了基础。

基于快速交会特殊点变轨策略的航天器发射窗口分析

快速交会任务将会随着未来航天任务的增加而成为主流形式,发射窗口的选择是快速交会任务完成的关键因素。当交会任务特殊点变轨策略确定后,若使整个变轨过程中追踪器达到最少燃料消耗,则需要目标器与追踪器初始时刻的相位差在一定范围内。利用交会任务的线性化方程组可以估算该相位差,经过遍历计算可以确定追踪器的相位窗口。另一方面,根据追踪器的异面变轨能力以及不同的发射策略可以确定周期性的平面窗口。本文综合相位窗口和平面窗口的选择方法,在测控等其他条件理想的情况下,得出追踪器最终发射窗口,是快速交会任务完成的必要条件。

快速侦察任务响应时间分析与轨道设计

提出以任务响应时间为指标设计侦察任务和卫星轨道。给出了侦察卫星采用近地快速覆盖轨道执行快速侦察任务的流程,讨论了数据回收站的布设原则和发射场的选取方法,分析了数据回传对发射轨道的约束和光照条件对发射窗口的约束。在此基础上分析了侦察任务的响应时间,设计了快速侦察任务的最优轨道,使任务响应时间最短。在光照约束条件下,快速侦察任务的最大响应时间为1天。仿真算例验证了近地快速覆盖轨道的快速响应能力。

软着月任务窗口与轨道设计方法研究

建立了一套应用于多约束条件下软着月任务的窗口计算以及轨道设计方法。针对经历发射段、地月转移段、绕月段及动力下降段的月球探测器,综合考虑各个特征点的位置、光照、测控等约束,结合轨道特性,采用着月点→近月点→入轨点→发射点倒推的方式,快速确定探测器的发射窗口。在其中选择发射时刻后即可计算转移轨道的轨道根数初值,并搜索计算精确轨道。该方法对于我国月球探测后期工程的发射窗口计算与轨道设计工作有较重要的参考价值。

星际小推力转移任务发射机会的快速搜索方法

结合小推力与借力飞行技术可为星际探测任务提供更多行之有效的转移方案。现针对此类探测任务的发射机会搜索问题,基于Shape-Based理论,提出了一种新的快速搜索算法。该算法通过引入目标星体的状态约束,建立起初始飞行角与转移时间之间单调映射关系,从而实现了可行性轨道的快速解算;然后,综合考虑任务及轨道动力学约束条件,给出了搜索参数的合理搜索域。与传统搜索算法相比,该算法有效降低了搜索维数,减少了搜索空间,提高了计算效率。最后,以近地小行星1627Ivar为例,搜索了其在2010~2016年采用火星借力进行探测的发射机会,验证了本文方法的有效性。

反导拦截飞行方案及时间窗口快速搜索算法

反导拦截导弹的飞行方案及发射时间窗口随发射点及预测命中点的位置变化而变化。在不同发射场景中,快速设计反导拦截导弹的飞行方案及发射时间窗口可以有效提高反导拦截系统的反应能力。针对该问题,综合考虑了地球J2项摄动、地球自转、科里奥利力等因素的影响,建立了拦截导弹在地球三维空间中的动力学模型,并提出了一种基于迭代最小二乘的飞行方案及发射时间窗口的快速搜索设计算法。最后,通过相关仿真计算验证了所提方法的合理性。

星座的发射规划研究

卫星的组网发射规划就是确定从地面把多颗卫星发射到所需求的轨道平面的适当时间问题，在保证组网卫星之间相位要求和发射单颗卫星限制条件的情况下，给出了一个轨道高度为800km、轨道倾角为45°的12颗星Wallker星座的发射窗口，其研究思路可为确定卫星群发射窗口提供参考。