关于数值求解卫生运动微分方程中的一个问题

本文阐述了地球非球形引力伴中的高阶次球谐项（即“短”波项）对求解卫星运动微分方程的两类数值方法（单步法和多步法）选择积分步长的不同影响，并以实际算例症实这一点。     

关于登月习行轨道数值积分的讨论

讨论了登月飞行轨道的数值积分问题，根据两个标准－－积分精度和计算CPU时间，我们选择了合适的积分器，同时还讨论了登月飞行轨道的数值积分的误差传播问题，指出了登月飞行轨道与人造地球卫星轨道的差别。     

酸碱滴定不确定度的计算

以酸碱滴定不确定度的分析为例展示了分析化学测量不确定度的估计和表示方式。     

单位矢量法的数学模型(MMUVM)及其简化形式(PUVM1)的迭代法的收敛性

利用人造地球卫星观测资料测定有摄初轨的单位矢量法(PUVM1),已得到了非常广泛地实际应用.为了对单位矢量法作进一步地完善和改进,首先在考虑测量误差模型的基础上,建立单位矢量法所对应的数学模型MMUVM.它本质上就是一个非线性最优化问题.针对MMUVM,先分别使用多圈仿真数据和实测数据,形成了与之相对应的目标函数,再利用求解最优化问题的一种三对角二次插值模型的直接搜索方法,分别对其进行了数值处理.计算结果表明,所建立的优化模型MMUVM正确合理,所采用的直接搜索方法实用有效.其次,进一步指明了PUVM1和MMUVM之间关系,即:从本质上讲,PUVM1就是MMUVM的一种简化形式.从数学原理上,清楚地解释了利用PUVM1的准法化方程,只能使用单圈短弧段数据进行初始轨道确定,而不能使用长弧段多圈资料进行轨道确定或轨道改进的根本原因.最后,对PUVM1的迭代算法的收敛性问题进行了初步的理论分析,并给出了相应的数值验证实例,指出了PUVM1的迭代格式是条件收敛的,即:只有在满足一定条件后,才能收敛.这也就意味着:有的时候,尽管准法化方程是合情合理的,但是,此时该迭代法却是发散的,无法迭代求出所要的解.     

月球探测器过渡轨道的短弧定轨方法

论述的短弧定轨,是指在无先验信息情况下又避开多变元迭代的初轨计算方法,它需要相应的动力学问题有一能反映短弧内达到一定精度的近似分析解．探测器进入月球引力作用范围后接近月球时可以处理成相对月球的受摄二体问题,而在地球附近,则可处理成相对地球的受摄二体问题,但在整个过渡段的力模型只能处理成一个受摄的限制性三体问题．而限制性三体问题无分析解,即使在月球引力作用范围外,对于大推力脉冲式的过渡方式,相对地球的变化椭圆轨道的偏心率很大(超过Laplace极限),在考虑月球引力摄动时亦无法构造摄动分析解．就此问题,考虑在地球非球形引力(只包含J2项)和月球引力共同作用下,构造了探测器飞抵月球过渡轨道段的时间幂级数解,在此基础上给出一种受摄二体问题意义下的初轨计算方法,经数值验证,定轨方法有效,可供地面测控系统参考．     

定点在日-地(月)系L1点附近的探测器的发射及维持

在限制性三体问题中共线平动点附近的运动虽然是不稳定的,但可以是有条件稳定的,该动力学特征使得一些有特殊目的的探测器只需消耗较少的能量即可定点在这些点附近(如ISEE-3、SOHO).以日-地(月)系的L1点为例,根据其附近的运动特征,探讨定点探测器的发射与轨道控制问题,给出了相应的数值模拟结果,为工程上的实现提供理论依据.     

月球卫星轨道力学综述

月球探测器的运动通常可分为3个阶段，这3个阶段分别对应3种不同类型的轨道：近地停泊轨道、向月飞行的过渡轨道与环月飞行的月球卫星轨道。近地停泊轨道实为一种地球卫星轨道；过渡轨道则涉及不同的过渡方式(大推力或小推力等)；环月飞行的月球卫星轨道则与地球卫星轨道有很多不同之处，它决不是地球卫星轨道的简单克隆。针对这一点，全面阐述月球卫星的轨道力学问题，特别是环月飞行中的一些热点问题，如轨道摄动解的构造、近月点高度的下降及其涉及的卫星轨道寿命、各种特殊卫星(如太阳同步卫星和冻结轨道卫星等)的轨道特征、月球卫星定轨等。     

在电离中电感应阻力对带电卫星轨道根数的摄动影响

研究了在高空电离层中运动的带电荷的卫星受电感应阻力后对轨道根数产生的摄动影响。研究结果表明 ,电感应阻力对带电卫星的轨道半长轴、轨道偏心率、近地点赤经、历元平赤经均有周期摄动影响 ,但除对半长轴有长期摄动效应外对其它轨道根数均无长期摄动。轨道倾角和升交点赤经不受摄动影响。文中以飞行在高度 1 50 0km的电离层中的导体卫星作为算例。计算结果显示 :带电导体卫星在高空电离层中带有一定电量时电感应阻力对轨道半长轴的缩短产生显著效应     

GEOSAT及其轨道特征

本文介绍了美国的海洋测高卫星GEOSAT,分析讨论了GEOSAT的理论设计轨道及实测轨道特征。