地月转移轨道设计的改进微分校正方法

地月转移轨道设计是探月关键技术之一,微分校正法是公认的解决非线性迭代问题的有效方法。针对探月任务中地月转移轨道设计精度高、计算速度快等要求,提出一种改进的微分校正快速设计方法。该方法基于DE405/LE405星历数据下日、地、月和地球J2项摄动真实轨道动力学模型,推导了近月点和入轨点设计参数偏导数关系,在积分轨道状态量的同时积分微分校正矩阵,用积分得到的准确微分校正矩阵求逆,快速迭代得到轨道设计结果。仿真结果表明,利用该方法设计地月转移轨道收敛速度远优于同等精度动力学模型—序列二次规划算法。     

前馈——模型参考自适应复合控制策略

由于多余力矩严重影响了电动负载模拟器的加载性能,提出了一种复合控制方法对该问题进行研究。首先考虑承载对象运动带来的干扰,建立了系统的数学模型;然后,针对控制系统单独采用前馈补偿或自适应控制方法的局限性,进行了基于前馈控制和模型参考自适应控制的复合控制系统设计,并利用Lyapunov函数的方法构造了自适应控制器。最后的仿真结果表明,采用复合控制方法能够大幅度消除电动负载模拟器的多余力矩,验证了控制策略的可行性。     

北斗GEO卫星用户算法的改进方法

针对北斗GEO用户算法需要进行5°倾角的坐标旋转处理这一过程,提出了采用经典广播星历参数用户算法直接解算北斗GEO卫星位置的改进方法,并同时给出了相应的基于第二类无奇点根数的广播星历拟合算法。该算法采用第二类无奇点轨道根数代替经典轨道根数,解决了由GEO轨道的小倾角特性引起的经典广播星历参数拟合过程中法化矩阵奇异的问题。从而避免了北斗GEO用户算法中坐标旋转处理过程,减少了GEO用户算法的计算步骤。仿真表明,提出的改进方法在卫星轨道拟合过程中与原算法精度相当;在卫星轨道外推过程中与原算法相比略有精度损失,但仍满足用户导航定位精度的需求。采用实际北斗GEO星历解算的轨道数据验证了改进算法的有效性。     

一种新的卫星导航星间链路测距体制及其定轨性能分析

现有的GPS星间链路轮询时分测距体制未针对定轨性能进行优化。对轮询时分测距体制进行改进,提出了一种新的分组时分测距体制,通过对整星座所有卫星进行分组测距来提高星间测距链路数量,从而提高星地星间联合定轨精度。以整星座平均定轨精度最优为目标,提出了两步优化算法,得到星间总测距链路数最多的卫星分组,使每组内卫星的星间测距DOP值最小。仿真结果表明,采用优化算法得到的最优分组时分测距方式对卫星定轨精度有明显改善。     

C4ISR系统与仿真应用互操作研究

分析了实现C4ISR 系统与仿真应用互操作的主要技术难点,以JCOS C4I网关为实例,说明了当前实现的C4ISR系统与仿真应用互操作的极端复杂性和高成本.提出了实现C4ISR系统与仿真应用完全互操作的一个可行的办法就是开发互操作技术参考模型(TRM),定义两者共同遵守的技术标准.以C4ISR-Sim互操作TRM为例,介绍了当前开发的一些技术参考模型.论述了开发技术参考模型的一些基本原则.     

Facility location for an extraterrestrial production/distribution system

This paper extends traditional production/distribution system analysis to address raw material, factories, and markets located beyond Earth. It explains the eventual advantages of such operations and discusses likely sites in the solar system. It furnishes a typology for production/distribution systems, assessing the fit of each type to space operations. It briefly reviews the physics of orbits. It develops transportation and inventory cost functions for the simplest case of Hohmann trajectories, and for transportation between circular orbits of similar radii using higher‐energy trajectories. These cost functions are used to derive a model of production/distribution system cost, the minimization of which selects an optimal factory location. The paper suggests potential extensions to this work, and concludes with ideas for location research on the novel reaches of extraterrestrial space. © 2005 Wiley Periodicals, Inc. Naval Research Logistics, 2005.     

三组元液体火箭发动机实现单级入轨的优化分析

建立了三组元液体火箭发动机性能计算模型、单级入轨可重复使用运载器质量模型和弹道模型,以起飞质量为目标函数,优化得到了实现单级入轨的发动机基本参数。结果显示:三组元发动机性能比氢氧发动机高10%。本研究是三组元发动机系统设计和分析的基础。     

模型参考自适应电传飞行控制系统纵向控制律设计

针对电传飞行控制系统中被控对象模型参数时变的特点,应用模型参考自适应控制方法设计纵向控制律。论述飞机纵向运动的动力学模型和参考模型的建立,以及基于此参考模型用超稳定性理论设计自适应控制律的方法,并且通过仿真试验进行控制性能验证。仿真结果表明,所设计的控制律可以根据飞行状态的不同自适应的调节控制律,控制性能指标满足飞行品质规范要求,设计方法可行。     

针对滑动窗口算法的椭圆曲线密码Cache计时攻击

基于访问驱动攻击模型,提出一种针对椭圆曲线滑动窗口算法的踪迹驱动Cache计时攻击方法,引入了方差思想判断每次窗口滑动是否查找了预计算表,提高了攻击成功率．仿真实验结果表踞：由于滑动窗口算法引入了预计算表,易遭受Cache计时攻击．精确采集NITT-192一次加密过程中窗口105次滑动的Cache时间信息即可获取完整密钥．本文的攻击方法对其他使用预计算表的公钥密码具有借鉴意义．     

复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算

针对复杂外形高超声速飞行器方案设计阶段的气动热计算效率问题,建立了高超声速飞行器气动热的快速工程计算方法。采用修正牛顿理论确定飞行器表面压力分布,利用牛顿最速下降理论计算飞行器表面流线分布,采用参考焓法、高温空气热力学特性的拟合公式以及热流密度的工程计算公式求出飞行器表面目标点的热流密度,计算了钝锥、升力体以及类乘波体的表面热流分布。仿真分析表明:该方法适用于复杂外形,且具有较高的计算效率和精度,能够满足复杂高超声速飞行器设计方案阶段气动热估算需求。