F一种从航天器VLBI观测记录中获取航天器速度信息的方法(英文)

介绍一种从对航天器的VLBI原始电压观测记录中提取多普勒频移量的方法 ,并用于对lunarprospector的较差VLBI观测记录的分析中 .同时得到航天器的VLBI和多普勒观测数据 ,有利于对航天器空间位置和速度信息的同时获取     

航天器的稳定自旋对双程多普勒追踪测量的影响

多普革追踪是航天器测量的主要手段之一，在通过对绕月轨道变化的观测来精确测定月球引力场球协函数高阶项的研究中，要求在数十秒采样间隔内得的多普勒频率漂移精度要达到１ＭＨｚ，然而，由于采用了自转稳定姿态控制模式，航天器的旋转会对多普勒测量产生影响，介绍了这种影响以及消除这种影响的方法。     

航天器低重力模拟试验平台三维随动系统

为验证航天器处于低重力环境条件下在目标天体表面着陆起飞的适应能力，三维随动系统采用大范围随动和快速精确跟踪两级联动驱动技术构建了低重力环境，在地面进行航天器的着陆起飞试验。该试验方法克服了试验空间要求大、控制精度要求高等技术指标难点，解决了三维随动系统多自由度联动，大惯量机电设备高速、高精度协同控制等多项关键技术难题。通过并联索系统驱动技术控制快速随动平台运动，完成对航天器试验过程中的大范围随动跟踪；通过快速随动平台装置对航天器施加高精度的吊绳拉力控制，并在水平方向上跟随航天器运动，同时保持吊绳绝对倾角要求；通过提高快速随动平台的水平刚度，从而克服两级联动设备耦合晃动对航天器试验的不利影响。系统成功应用于中国探月工程中嫦娥三号、嫦娥五号和火星探测任务中天问一号航天器在低重力条件下悬停、避障、缓速下降和着陆，以及起飞等一系列地面真实工况验证试验，为航天器的综合性能参数验证与优化提供了关键技术手段。     

基于单探测器的低轨航天器X射线脉冲星导航算法

近年来脉冲星自主导航技术飞速发展,即将在低轨道(LEO)航天器开展验证。为了适应低轨航天器载荷轻量化、小型化的需求,研究了基于单探测器的X射线脉冲星导航扩展卡尔曼滤波算法,并针对单脉冲星导航和轮流观测多脉冲星导航两种方案,分别进行了算法仿真。仿真结果表明,仅观测单脉冲星无法实现长期自主导航,但能够将轨道预报误差降低25.9%,提高短期自主导航精度。而单探测器轮流观测多脉冲星可实现长期自主导航,其导航误差达到514 m,与多探测器同时观测多脉冲星传统算法相当。     

FAST的VLBI观测与科学

我国500 m口径球面射电望远镜(Five-Hundred-Meter Aperture Spherical Radio Telescope,FAST)的主要科学目标之一是作为甚长基线干涉测量(Very Long Baseline Interferometry,VLBI)的主导单元,凭借其空前的接收面积,极大提高VLBI网的观测灵敏度,从而实施对极弱射电源的高分辨率观测研究.然而,FAST独一无二的特性,比如跟踪目标天体的方式以及较小的视场,对其参与VLBI观测提出了新的挑战.本文就FAST的VLBI参考点的选取和精确测定,以及VLBI相位参考观测模式的实现方案进行了探讨,并展望了FAST可能参与的VLBI研究课题.     

航天器布局方案设计

航天器布局方案设计是研究如何充分利用航天器有限的空间，布置尽可能多的组件或仪器、设备，并满足其内部和周围环境的各种约束要求的问题，是一个多学科交叉课题，其实质是研究大型、高维、动态复杂工程系统方案设计的建模、求解和自动化设计的理论和方法。综述了航天器总体和航天器舱体、气动外形、太阳帆、天线、稳定平台、姿控发动机、复杂插座、电路板等部分组件布局设计，着重从实用化角度出发论述了其设计方法、应用及发展趋势。     

同波束VLBI在采样返回式多目标探测器精密测轨测位中的应用

同波束VLBI即用射电望远镜的主波束同时观测角距很小的两个探测器发出的巧妙配置的多频点信标,据此得到两探测器在两个测站间的误差为皮秒量级的差分相位时延．在月球卫星SELENE的两个小卫星Rstar和Vstar的测定轨中,利用40多分钟的同波束VLBI和测速测距数据数小时的短弧定轨精度已显著提高,而一年多的定轨结果表明弧长数天的长弧定轨精度已达10m左右,充分证明了同波束VLBI在多目标卫星精密测定轨中的作用．本文在介绍SELENE同波束VLBI观测、多普勒数据处理和定轨结果的基础上,以用于月球采样返回探测任务中的多目标探测器如轨道器、着陆器和返回器为例,给出各探测器搭载电波源的信标设计方案及设计原则,并分析S频段多频点同波束VLBI技术在轨道器和着陆器绕月飞行、着陆器月球软着陆、着陆器月球采样、返回器从月面上升、返回器多次变轨、特别是轨道器和返回器交会对接等各个测控段的高精度测定轨或测定位及月球重力场探测中的应用．     

天马望远镜在嫦娥三号测定轨VLBI观测中的应用分析

天马望远镜(上海65 m射电望远镜)于2012年10月完成了第一阶段建设并具备了S/X,L,C波频段的VLBI观测能力.2013年12月全程参加了嫦娥三号着陆器和月球车X频段的VLBI测定轨测定位任务.在嫦娥三号中,利用天马望远镜代替上海佘山25 m射电望远镜,使中国VLBI观测网的灵敏度提高至1.67倍.同时,利用2比特采样代替嫦娥二号的1比特采样,使灵敏度提高至1.38倍.上述两项措施使定轨后的ΔDOR型VLBI时延残差由嫦娥二号时的1.77 ns降至嫦娥三号时的0.67 ns,着陆器和月球车同波束VLBI差分相时延随机误差降至0.011 ps rms.本文在介绍天马望远镜及其X频段致冷接收和数据采集系统的基础上,对其在嫦娥三号测定轨VLBI观测中的应用进行分析.     

大型空间柔性组合航天器动力学建模与控制

航天器在轨组装制造和在轨服务维护任务中,捕获航天器通过空间机械臂捕获目标航天器后,整个系统构成一个大型空间柔性组合航天器.本文首先建立了综合考虑机械臂关节、臂杆和航天器太阳翼等柔性部件振动影响的组合航天器动力学模型,采用非线性扭簧模型描述柔性关节,采用假设模态法和有限元法描述柔性臂杆和太阳翼,通过动量守恒和拉格朗日方法推导了柔性组合航天器的动力学方程.然后设计了柔性组合航天器轨迹跟踪与振动抑制复合控制系统,采用奇异摄动方法对组合航天器动力学模型进行了降阶分解,在快慢两种不同时间尺度内分别独立设计了控制器.最后通过数值仿真验证了建模和控制方法的有效性.仿真结果表明,本文所建动力学模型精确有效,能够准确反映柔性组合航天器的运动学和动力学特性;复合控制方法能够保证组合航天器在实现机械臂精确轨迹跟踪控制的同时有效抑制柔性部件振动,具有工程实用性.     

X射线脉冲星自主导航的脉冲轮廓和联合观测方程

现在通用的X射线脉冲星导航的3维观测方程,是以3颗脉冲星发射的脉冲到达航天器和太阳系质心的时间偏差为观测量建立起来的.在实际测量过程中,这个观测量是通过比较航天器探测到的脉冲观测轮廓与相应脉冲星的标准轮廓得到的,而在累积观测轮廓的同时也得到了观测轮廓的周期,因此根据Doppler速度测量方程,就能够确定航天器的速度矢量.本文首先导出Doppler速度测量方程,提出在观测轮廓的积累过程中考虑航天器的速度和加速度,得到的观测轮廓的周期不同于标准轮廓.这样,将探测3颗脉冲星得到的观测轮廓与相应的标准轮廓进行比较时,可以同时获得脉冲到达航天器和太阳系质心的时间偏差和频率漂移6个观测量,从而确定航天器的3维位置和3维速度.由于信息量增加一倍,6维观测方程比现行观测方程更为精确和完整.     

航天器姿态和振动的拉索控制模型

在工程中,航天器的姿态控制和柔性部件振动控制一般采用分开设计和分时段执行,这样增加了航天器的控制时间。该文采用拉索结构作为控制作动器,用模态叠加法对航天结构模型进行刚柔耦合建模,并用线性二次型最优控制方法设计一个控制算法,对航天器姿态及其柔性部件同时进行控制。仿真结果显示,航天结构在各种激励下产生的姿态漂移和柔性附件振动同时得到了快速稳定的抑制。针对拉索控制的特点,分析了拉索的支座反力对控制系统的影响。结果表明,在结构建模中如果不考虑支座反力,将会导致控制系统不稳定。     

航天器厂房测试静电防护探讨

航天器包括大量的微电子部件和火工品,极易发生静电损坏。航天器厂房作为其储存和测试的重要场所,是保护它们免遭静电损害的重要屏障。通过分析航天器厂房测试过程中危险静电源及静电损坏途径,给出相应的静电防护措施,期望对航天器测试发射中静电防护工作带来帮助。     

再入航天器返回过程简介

再入航天器的返回技术是当今航天和军事两大领域的关键技术,本文中对再入航天器的返回原理及过程作概括性的介绍。     

复杂力场中磁性刚体航天器混沌姿态运动的控制

提出了压缩映射-参数微扰方法应用于控制受地球磁场和万有引力场共同作用，具有结构内阻尼的磁性刚体航天器在接近地球赤道面的圆轨道上的混沌姿态运动．利用压缩映射和线性逼近产生一个参数微扰反馈序列，使混沌轨道稳定在嵌入混沌吸引子内的一个不稳定周期轨道上，实现将混沌运动转化为周期运动．混沌吸引子中不稳定周期不动点以及雅可比矩阵的近似计算利用了闭回路对的观测信息．压缩常数可在(-1，1)内灵活选取，给出了保证最优控制过程的压缩常数．数值计算结果证实了此方法在控制复杂力场中航天器混沌姿态运动的有效性．     

航天器在轨空间环境研究

本文阐述了航天器安全可靠性的重要性,提出对航天器表面带电影响较大的空间环境主要是等离子体环境和磁层亚暴环境,并简要介绍了空间环境对航天器表面带电的影响,为航天器静电带电机理及防护研究打下了重要基础。     

非合作航天器间相对位姿的单目视觉确定算法

针对非合作航天器接近操作过程中200m以内的相对位姿参数确定问题，该文充分利用目标航天器已知的结构模型信息，推导了利用单个光学相机实现非合作航天器相对位姿参数测量的迭代算法。与传统的交会对接视觉系统不同，该视觉系统不需要在目标航天器上安装光学特征，而是充分利用了目标航天器的自身结构特征，因此更适用于一般航天器间的相对位姿参数测量。为解决相对位姿单目视觉确定的非线性问题，该文选择了求解非线性问题性能优良的Levenberg—Marquardt算法。最后对该文算法进行数学仿真，仿真结果表明算法的有效性和可靠性，适合航天器在轨实时应用。     

在轨航天器空间几何遮挡算法

航天器空间几何遮挡算法是空间碎片风险评估的关键环节,遮挡算法的正确性对评估精度影响显著.针对空间碎片碰撞风险评估中航天器几何遮挡问题,基于计算机图形学Robefls算法和Z缓冲器算法,建立了一种算法简单、精度高、通用性强的几何遮挡处理方法及算法实现.针对航天器结构比较复杂的特点,提出了先对航天器实现舱段分解,在消除被遮挡面后,再进行合并的遮挡处理原则,并建立了航天器结构空间几何遮挡理论模型及算法流程.采用该算法对IADC规定的简单航天器标准工况进行了遮挡处理分析,得出了遮挡处理后不同方向下航天器的暴露面积.结果表明.不同方向下的航天器暴露面积是不同的,遮挡处理后IADC规定的简单航天器最小暴露面积仅为原来的38.91%.最大也只有原来的55.27%.可见,在不同运行姿态下,航天器暴露面积差别很大,改变航天器飞行路线及运行姿态可有效减少空间碎片的碰撞风险.     

航天器交汇对接电位控制研究与航天器电位监测

 低轨航天器间的电位差异是航天器交汇对接面临的一个重大安全问题,分析了低轨航天器在电离层等离子体中的充电机制,并给出了等效物理电路模型。在此基础上分析了国际太空站的主动电位控制原理和方法,并针对航天器交汇对接中的电位控制问题给出了2种新的解决方案。最后,提出了航天器交汇对接中的电位监测方案,即由朗缪尔探针和表面电位探测器组成航天器电位监测包。     

基于自适应柔顺控制的航天器部件装配

利用机器人技术完成航天器部件的装配任务，是中国航天领域的研究重点。仅依靠位置控制完成装配任务时，装配误差的存在会导致航天器部件存在较大的接触力，从而破坏航天器部件的表面质量和表面涂层，进而影响航天器部件的服役寿命。因此，在装配过程中需要使用柔顺控制来调控接触力。目前，在机器人装配中应用的柔顺控制方法需要依据经验设定控制参数，而2个装配体之间的接触力与控制参数密切相关，这会导致接触力不可控。为避免接触力过大，该文提出了一种柔顺控制方法，通过装配过程中的接触力和状态信息，根据不同环境刚度自适应地调整柔顺控制的目标位置和控制参数。为了验证此方法的可行性，该文进行了仿真和实验研究，并与位置控制和经典的导纳控制进行比较，实验结果表明：该文提出的方法具有收敛速度快、残余接触力小、可自动调节控制参数等优势。该方法为航天器部件的机器人自主装配奠定了理论和技术的基础，并有望应用于实际航天器部件装配任务中。     

上海和乌鲁木齐射电望远镜的超高精度同波束VLBI观测

上海天文台和国家天文台乌鲁木齐天文站的25米射电望远镜于2008年参加了日本月球卫星SELENE的两个子卫星Rstar和Vstar的同波束较差VLBI观测. 当Rstar和Vstar的角距小于0.1°时, 上海-乌鲁木齐基线的X频段的较差相位时延的测量残差为0.15 mm·rms, 比现有VLBI的最小残差改善了1~2个量级. 当Rstar和Vstar的角距小于0.56°时, 也成功得到S频段的较差相位时延, 其测量残差为毫米级. 利用VLBI和多普勒及测距数据, Rstar和Vstar的定轨精度提高到了数米. 超高精度的同波束较差VLBI技术将极大地提高我国的深空探测器的精密测定轨能力, 并将被用于我国首个火星探测器“萤火一号”（YH-1）和俄罗斯的“福布斯”探测器（Phobos-grunt）的精密测定轨中.