轨道平均能拓扑指数^mK及其应用

为了预测碱金属卤化物的一些理化性质,构建了轨道平均能拓扑指数mK.用mK的0、1阶指数分别与碱金属卤化物F心能带E(F)、晶格能U、标准熵Sθm、核间距R0关联,拟合的回归方程的相关系数(复相关系数)分别为0.990 3、0.998 6(0.998 8)、-0.991 8和0.996 6(0.996 6),满足优级标准.

价层轨道平均能与掺杂二硼化镁体系超导电性的关系

研究了不同掺杂组分二硼化镁超导体的超导电性和原子价层轨道平均能的关系,发现全部阳离子和阴离子的价层轨道平均能的平均值主要集中在9.9ev至10.35ev之间,阳离子之间与阴离子价层轨道平均能的平均值之差都集中在在3.1ev至4.4ev之间.这种关系将有助于了解晶格上电子的静电作用与超导机理之间的关系。

价电子轨道平均能量连接性指数^mB及对无机氢化物酸性的预测

对Randic分子连接性拓扑指数mX的概念“点价”δi进行改造,构建了一种新的分子连接性拓扑指数,即价电子轨道平均能量连接性指数mB.用mB的0,1阶指数0B,1B与周期表中P区无机氢化物的pKa1关联,拟合成2个线性方程,其相关系数与相关指数分别为0.9942和0.9946,拓扑指数的结构选择性满足唯一性表征.预测取得了较好的结果.

轨道平均能拓扑指数^mM及其应用

构建了拓扑指数mM.用mM的0、1阶指数分别与碱金属卤化物晶格能U、生成热ΔrHm和离子水化能ΔrGθm关联,拟合的回归方程的相关系数(复相关系数)分别为0.9972(0.9975)、0.9808(0.9808)、0.9808(0.9858),满足优级或良级标准。预测取得较好的结果。

价层轨道平均能与掺杂铁基砷化物超导电性

文中研究了目前已掺杂的铁基砷化物的原子价层轨道平均能与超导电性的关系,发现全部阳离子和阴离子的价层轨道平均能的平均值主要集中在11.407 eV—11.705 eV之间,而阳离子与阴离子价层轨道平均能的平均值之差的绝对值主要集中在8.446 eV—8.869 eV之间,并由平均作用能与转变温度的关系推测出目前掺杂铁基砷化物还没有达到超导最佳状态。这将有助于了解晶格上电子的静电作用与超导机理的关系,并对以后铁基砷化物的掺杂研究有一定的指导意义。

用原子价轨道平均能估算分子中原子电荷的方法

本文报道一种新的分子中原子电荷的计算方法,其结果与大多数文献值接近.

基于近邻轨道平均长度的混沌时间序列分类方法

在混沌时间序列的复原图 (recurrenceplot,RP)基础上 ,提出了两混沌时间序列的相干复原图 (crossrecurrenceplot,CRP)的定义 ,并在CRP上提取出两时间序列在同一重构相空间中演化趋势接近的轨道的平均长度 (近邻轨道平均长度 ) ,最终实现对混沌时间序列的分类 .通过对Lorenz信号的分析 ,得出两时间序列的近邻轨道平均长度随着它们的重构轨道在相空间中的演化相似性的减小而减短 ;通过本方法与Schreiber提出的相干预测误差分类方法对心电信号 (ECG)的节律变化的检测实验 ,得出 :对波形差异较大的不同节律ECG信号 ,两种方法都能有效地进行分类 ;而对波形差异较小的不同节律ECG信号 ,近邻轨道平均长度分类方法更有效 .

平均轨道要素及其在卫星星座设计中的应用

平均轨道要素在卫星轨道设计及星座仿真中具有非常重要的作用。在综合国内外现有研究成果的基础上 ,给出了一整套简单实用、没有奇点的密切要素与平均要素间的相互转化方法 ,用此法进行的星座设计及仿真工作表明该方法非常有用。同时给出了利用平均轨道要素得到的关于赤道平面圆轨道的一个有意义的结论。

基于平均轨道要素的干涉SAR编队构形设计方法研究

提出了一种在整个轨道周期内沿轨迹向和垂直轨迹向均存在稳定基线组合的三星编队,并在考虑J2摄动基础上给出了其轨道设计方法。依据系统任务要求给出了该队形设计的约束条件,初步确定了编队的平均轨道参数。为了使得空间基线在摄动情况下保持相对稳定,对卫星平均半长轴进行了小量修正。最后在卫星工具包(STK)下进行了高精度轨道仿真验证。结果表明,该方法设计的编队初始轨道参数能使空间基线保持稳定,在一个轨道周期内,垂直轨迹方向存在两条相同的稳定基线,沿轨迹方向存在一条稳定基线和两条周期性变化基线,能够同时满足DEM和GMTI任务要求。

基于平均轨道要素的轨道修正方法

提出了一种通过控制平均轨道控制目标对应的瞬时轨道偏差量进行轨道修正的方法。在解析轨道理论基础上,给出了平均轨道要素偏差到瞬时轨道要素偏差的状态转移矩阵。提出了合适的控制策略,通过对瞬时轨道要素偏差进行控制,实现平均轨道要素偏差的调整目的。仿真结果表明,采用本文提出的方法,在一个周期内即可将平均轨道要素偏差调整到允许的精度范围内。该方法计算公式简洁,适合星上自主运算,为实现卫星的自主轨道修正提供了理论基础。

基于滤波算法的拟平均轨道根数自主实时确定方法

针对卫星长期自主运行的发展要求,首次提出了基于滤波算法的卫星自主计算拟平均轨道根数的在轨实时方法。首先以受地球非球形摄动影响的低轨卫星为研究对象,推导了拟平均轨道根数的变化率并考虑了J2平方项补偿;以拟平均轨道根数为状态变量并以卫星瞬时速度和位置作为观测量建立了滤波方程,然后分别应用平方根无迹卡尔曼滤波(SR-UKF)和扩展卡尔曼滤波(EKF)对拟平均轨道根数进行估计。仿真结果表明,两种滤波方法均能有效地计算拟平均轨道根数,其中平方根UKF滤波具有更高的精度和稳定度,且都可以满足卫星在轨自主实时计算拟平均轨道根数的需求。

轨道机动时平均轨道根数的在轨实时估计算法

针对卫星在轨道机动时平均轨道根数的高精度实时估计问题,提出了一种采用UKF滤波算法在轨实时估计平均轨道根数的方法.根据轨道根数形式的摄动运动方程分别推导了在轨道机动控制力、地球非球形摄动和大气阻力摄动作用下平均轨道根数的变化率,由此建立了状态方程和量测方程并对测量噪声的特性进行了蒙特卡洛法分析;提出了基于球形单边采样的平方根UKF滤波的平均轨道根数估计算法,并给出了相应的计算流程.仿真结果表明:所提算法在卫星进行轨道机动时有效,偏心率和轨道倾角等轨道参数滤波误差分别提高到4.0×10-6和1.2×10-5,并具有较好鲁棒性和在轨实时性.

大气阻力摄动下平均轨道根数在轨实时确定方法

为了满足卫星长期自主运行的任务需求,本文同时考虑了大气阻力摄动和非球形摄动带谐项两种摄动对卫星平均轨道根数的影响,提出了采用滤波算法在轨实时估计平均轨道根数的方法.基于指数大气密度模型推导了大气阻力摄动下平均轨道根数的变化率,分析了非球形带谐项摄动势函数对平均轨道根数的影响并推导了该影响下平均轨道根数变化率的通用计算方法,由此建立了滤波状态方程以及以瞬时轨道根数为观测量的量测方程并分析了测量噪声特性;为减小计算量以便于在轨实现,提出采用基于球形单边Sigma采样的平方根UKF(Unscented Kalman filter)滤波来估计平均轨道根数.数值仿真结果表明,该算法有效、精度较高且鲁棒性好,能够满足卫星长期自主在轨实时计算平均轨道根数的要求.

J2摄动下基于平均轨道要素差的集群航天器空间圆形编队设计

集群航天器是通过无线连接方式构成的虚拟航天器系统,考虑J2摄动下其在太阳同步轨道的空间圆形编队设计,对满足其模块间能量传输、数据交互的需要和应用需求具有重要意义.基于主、从模块平均轨道要素差建立了相对运动模型,并给出了空间圆形编队的详细设计步骤;在零J2摄动条件不再适用时,通过定量分析J2摄动对该编队构形的影响,提出了相应的修正公式;将模块修正后的平均轨道要素转换为初始时刻密切轨道要素确定了初始编队构形.采用无奇点的新四元数轨道要素进行J2摄动分析,仿真结果验证了设计方法的有效性.

非平稳MDP—平均样本轨道最优

作者考虑的是任意状态空间，任意行动空间非平稳MDP的平均样本轨道目标．在弱遍历条件下，用鞅的极限理论，证明了最优马氏策略的存在性，推广了A．Arapostathis，V．Borkar，E．F．Gaucherand，M．Ghosh，S．Marcus[1]（1993）的主要结果．

编队飞行航天器平均轨道根数非线性控制研究

基于非线性动力学模型,研究了环绕编队航天器的相对运动控制问题,介绍了一种基于平均轨道根数的航天器编队飞行非线性闭环控制方法。以航天器在惯性坐标系下位置速度向量误差为输入量,给出了一种全状态反馈控制律,利用Lyapunov方法证明该闭环系统是渐进稳定的;最后利用该方法对一个编队进行控制,仿真结果表明了该控制方法的可行性。

平均轨道根数与密切轨道根数的互换

基于双行轨道根数和简化普适摄动算法,提出平均轨道根数与密切轨道根数的互换算法。以在轨Tan-DEM-X编队的双星为例进行仿真。与传统的只考虑J2项摄动短周期影响的转换算法相比,本文提出的互换算法精度更高：由平均轨道根数转换的密切轨道根数与STK 8软件给出的结果一致;由密切轨道根数转换的平均轨道根数与北美防空司令部公布的双行轨道根数一致。仿真结果表明该互换方法具有科学性和工程应用价值。

基于平均轨道根数的飞船伴飞卫星控制方法

给出一种基于平均轨道根数的伴飞卫星控制方法。首先介绍二体轨道条件下利用超几何函数法解算二次冲量控制问题的基本思想,在此基础上通过n次修正法应用到摄动条件下的轨道模型;通过引入平均轨道根数的概念,对航天器编队构形进行控制,消除短周期摄动对轨道的影响,长期有效地控制构形维持。同时讨论对跟飞和圆形伴飞编队进行构形维持的起控条件的确定方法。

任意轨道要素冻结轨道的径向小推力控制策略研究

传统的冻结轨道对轨道参数的设计有较为苛刻的要求,这在一定程度上限制了冻结轨道的应用。利用轨道平均技术,得出了空间飞行器在J2项摄动影响下轨道要素的平均变化率,推导了空间飞行器在径向、横向和副法向常加速度作用下轨道要素的平均变化率,分析了空间飞行器在径向常加速度作用下近地点幅角变化率的特点,提出了采用径向小推力的任意轨道要素冻结轨道的两种控制策略。应用这两种控制策略,可以使任意轨道满足冻结条件,获得任意轨道要素冻结轨道。仿真计算表明提出的任意轨道要素冻结轨道的径向小推力控制策略是有效的。