基于OpenGL的火箭轨道可视化系统的开发

考虑到火箭轨道可视化系统的要求以及平台型开发工具价格昂贵且容易造成功能冗余的实际情况 ,本文利用 Open GL图形库 ,以 VC++6 .0 O为开发工具 ,拟订了相应的技术策略 ,实现了火箭轨道可视化系统开发 ,包括场景建立、纹理贴图、投影变换等关键技术的应用。

《ISO 20893:航天系统——运载火箭轨道级空间碎片减缓详细要求》历程回顾与解读

本文按照"立项、范围调整、稳步推进"三大主要阶段梳理了国际标准《ISO 2089:航天系统——运载火箭轨道级空间碎片减缓详细要求》的主要研制历程;对标准中避免释放操作性空间碎片、预防在轨解体、预防碰撞、离轨处置、再入等方面的主要内容相关背景和深层次目的进行了解读;并针对国内运载火箭领域的现状,提出了器箭双方发射轨道协调、轨道级受控离轨、大型级段再入方面的相关建议。

基于激光跟踪测量的火箭橇轨道精测技术分析

为满足火箭橇轨道高精度精调测量的要求,提出一种基于激光跟踪测量的轨道几何形位高精度测量方法.通过对轨道高低和轨向的偏差进行激光跟踪测量,以轨道CPⅢ控制网作为测量控制点,采用球坐标系和空间直角坐标系的换算原理以及基于布尔莎公式的不同空间直角坐标系换算原理,提出将激光跟踪测量坐标系转换到轨道空间坐标系的方法,并应用于某基地火箭橇轨道精调测量中.研究结果表明,采用此种方法可以满足火箭橇轨道设计要求的精调精度指标,可为火箭橇轨道以及高速试验轨道几何形位精调测量提供一种高效准确的静态测量技术.

051基地火箭滑车轨道设计要点分析

介绍051基地火箭滑车轨道工程概况,说明与国铁工程的不同之处,分析051基地火箭滑车轨道工程线路轨道、轨道梁设计的要点,对工程施工提出要求。

深空机动对运载火箭发射火星探测轨道研究

为解决长征(LM)运载火箭发射火星探测器转移轨道时,因低温入轨级最长允许滑行时间及测控限制,有效发射日期窗口亟需拓展的问题,采用主矢量理论结合序列二次规划算法(SQP),研究了探测器深空机动(DSM)对优化运载火箭发射火星转移轨道的作用。在发射直接转移火星探测轨道算法基础上,重点研究了包含引力影响球(SOI)内近地及近火飞行段后,采用主矢量获取深空机动最优猜测初值的分析算法,通过直接使用探测器近火点目标轨道参数优化运载火箭发射轨道,研究对比不同优化目标及设计约束下深空机动的分析结果,证实深空机动对降低转移轨道总发射能量需求、拓展发射日期窗口的高效性;该算法已应用于工程设计。

亚轨道火箭动力学特性研究

建立了亚轨道火箭的六自由度运动数学模型,然后以设计出的亚轨道火箭为例,对箭体模型的线性化进行了详细推导,得出了线性化后的扰动方程;接着对动力系数进行定量分析,根据结果推导出简化的箭体传递函数;最后对亚轨道火箭箭体的动力学特性进行了仿真分析,仿真结果表明该火箭在1.676Ma和5.580Ma条件下分别处于静稳定和静不稳定的不同状态,与气动数据静稳定判定结果一致,为下一步控制系统设计打下基础。

火箭撬试验轨道箱梁预埋件高精度安装技术

针对某兵器工业研究基地火箭撬试验轨道箱梁预埋件高精度安装施工进行了介绍,通过采用预埋件化整为零,增设槽钢横梁对预埋件准确定位,较好地解决了施工难题,为今后类似工程提供了借鉴。

连续波雷达多站跟踪数据的时间对齐与轨道解算

连续波雷达是目前外火箭轨道测量的主要高精度设备。由于各种原因，各测站的时间不能完全一致，导致轨道解算的误差。文章对测量机理和时间不对齐量进行分析，利用轨道参数可以用多项式表述的特点，建立了一个估计时间不对齐量和轨道多项式系数的非线性回归模型，给出了参数估计方法和估计的误差。理论分析和模拟计算表明，用该方法可以给出轨道参数和各站时间不对齐量较高精度的估计。

悬停旋翼在火箭发射线上的诱速计算方法

定性探讨了旋翼下洗速度对火箭轨道产生的影响．以直升机悬停条件下稳定尾流为例，计算方法从广义尾流模型入手，以期望的拉力值为收敛准则，通过反复修正迭代求解环量方程。最后，计算结果展示了旋翼下洗速度在火箭轨道上的分布，并作了简要分析。

火箭橇轨道标零卡规专用校准装置研制

对于火箭橇轨道检测用标零卡规,目前缺少标零卡规校准规范以及相应校准装置。为确保火箭橇轨道标零卡规量值的准确、可靠,研制火箭橇轨道标零卡规专用校准装置。基于标零卡规结构特点,提出标零卡规专用校准装置主要技术指标,设计标零卡规专用校准装置,并评定校准结果测量不确定度。评定结果表明,标零卡规专用校准装置测量结果扩展测量不确定度为0.006 mm,小于目标测量不确定度0.01mm,具备对火箭橇轨道标零卡规的溯源能力。

高精度火箭橇试验轨道随机不平顺分析

对实测高精度火箭橇试验轨道随机不平顺功率谱密度(PSD)进行B样条插值,得到拟合用PSD平均曲线。对此曲线采用最小χ方回归与粒子群优化算法,得到了指数函数形式的PSD函数参数值。基于PSD进行频率采样,利用Monte Carlo法模拟得到随机相位,然后利用Blackman-Turkey法模拟得到试验轨道空间域内的不平顺大小。分析与模拟结果表明:高精度火箭橇轨道随机不平顺具有低频、低幅值和低功率特性,随机不平顺对数PSD值随频率的增加而趋于稳定值。

美国计划2016年发射太阳能航天器 遨游太空无需燃料

美国航天行星学会（Planetary Society）执行主管比尔奈称，2016年他们计划向太空发射一种小型太阳能航天器，来执行地球科学研究和天气探测任务。美国行星协会开发的这款航天器名叫LightSail，该机构希望这款太阳能驱动的航天器能在未来两年进入SpaceX重型猎鹰（Falcon Heavy）火箭轨道。

一种基于火箭橇轨道的动基座重力测量系统评价方法

传统的重力仪精度评价方法为重力仪测量值与静态定点值或飞行状态下的重力线网格参考值进行比较,根据差值或相对异常值来评价重力仪的精度指标,但其缺点是飞行轨迹重复性差。火箭橇轨道是进行火箭橇测试的重要组成部分,它严格按照设计建设,长达数公里,拥有完整已知的地理数据信息,且沿着火箭橇轨道布有众多的绝对重力基准点。提出一种基于火箭橇轨道的重力测量系统评价方法,通过火箭橇轨道上的众多绝对重力基准点和重力仪测量得到的重力值比较,评价重力仪的精度指标性能。其优点是该方法能够连续、快速、可重复评价重力测量系统的精度指标,为重力仪研制提供精确的评价手段和鉴定方法。