小天体多目标多模式探测任务设计

多目标多模式小天体探测具有降低任务成本、增加科学回报的优点,本文针对多目标多模式小天体探测任务中摄动敏感、约束复杂以及推力幅值变化等任务规划的设计难题,研究了地球准卫星采样返回以及主带彗星交会探测任务的转移轨道设计问题.首先,介绍了探测目标的科学价值并根据任务约束给出探测任务构想.其次,基于椭圆型限制性三体问题,考虑星历、发射能量和采样返回再入速度等约束,设计并优化了地球准小行星目标的多脉冲采样返回轨道,实现地球发射与返回段和星际转移段全过程的精确飞行设计.最后,根据任务约束,推导了推力幅值可变的最优小推力转移轨道的一阶必要条件并给出考虑借力约束的初值选取方法.以采样后火星借力探测主带彗星为例,求解并分析了最大推力幅值衰减的小推力交会轨道.本文的研究方法可为我国未来的深空探测任务提供参考.     

我国小行星探测目标分析与电推进轨道设计

近几年,世界各航天大国陆续实施了小行星探测计划.近地小行星也是我国下一步深空探测的重要目标,国内航天相关单位正在积极开展近地小行星探测的前期任务论证与规划工作.以此为背景,研究了电推进方式探测近地小行星的目标选择与轨道设计问题.首先分析了近地小行星探测的科学和技术目标,结合我国技术水平的发展现状,给出了6颗适合作为探测目标的近地小行星.搜索了2016年至2020年之间探测每颗可能目标的发射窗口.为了增加探测任务的科学回报,特别关注了多目标、多任务的近地小行星探测,推荐了一次探测多个有价值目标的可行多任务探测方案：Earth出发-Nereus飞越-Apophis飞越-1999JU3交会.基于脉冲估算结果设计电推进轨道,将中途多任务探测作为内点约束整体优化小推力转移轨道,采用间接法求解燃料最优控制问题得到了小推力的最优轨迹.最后给出了推荐方案的详细飞行程序.     

区域相对悬停轨道设计与控制

轨道悬停技术是面向空间新型在轨操控任务的关键技术。研究提出一种利用服务星在相对目标星指定区域内运动的轨道设计与控制新方法,即区域相对悬停轨道设计与控制技术。首先,建立了区域相对悬停轨道的相对运动模型;其次,研究了指定时间下利用单次脉冲控制实现区域相对悬停的轨道优化设计方法;最后,针对典型空间任务进行了区域相对悬停仿真算例。结果表明,区域相对悬停轨道控制简单,且有利于节省在轨燃料消耗,更符合实际的在轨服务需求,在在轨故障检测、在轨监视等领域具有广阔的应用前景。     

双体小行星探测协同光学导航方法研究

双体小行星探测已成为当前深空探测的重要领域,提高双体小行星探测器的导航精度是该领域的研究重点之一.本文以球体-椭球体的双体小行星模型为背景,设计了一种基于双探测器对双体小行星光学观测信息和星间测量信息的自主协同导航方案.考虑到从星相对于主星的位置不确知会影响探测器的导航精度,本文设计了对从星状态进行扩展估计的导航滤波器.特别地,通过分析导航系统的可观测度和轨迹约束,本文重点研究了导航观测几何构型并优化导航信息,实现探测器和双体小行星的最优构型配置,从而使探测器沿优化轨迹飞行时导航性能最优,最后通过仿真分析并验证探测器沿优化轨迹飞行时的导航性能.以上研究方法和仿真结果可为我国未来小行星探测提供参考和支持.     

小天体伴飞的常推力控制

小天体探测的轨道控制和保持非常重要.深空探测中常采用推力大小不可变的小推力发动机进行轨道控制,本文研究利用常推力实现小天体伴飞的控制方法.同时考虑太阳和小天体的引力,提出一种常推力实现伴飞位置保持的阈值控制方法,当误差超过阈值时进行主动控制.该控制方法实现探测器的位置保持需要控制周期长,消耗推进剂少,实现简单.     

中国火星探测器首亮相

<正>2019年10月11日,中国航天科技集团通过其官方微博首次公开了中国火星探测器实物照片。据深空探测首席科学家叶培建介绍,火星探测准备工作已就绪,火星探测器暂命名为"火星一号"。据了解,中国火星探测任务计划同时携带环绕器、着陆器和巡视器,即在一次火星探测过程中实现"绕""落""巡"三大任务。探测器发射升空后,先在地球附近加速,进入霍曼转移轨道,再在火星附近减速被火星捕获。由于通过霍曼转移轨道从地球轨     

基于天文测角测速组合的小行星探测器自主导航方法

自主导航是保障深空探测任务顺利实施的关键技术之一,本文针对小行星探测器在实际工程任务中对天文自主导航能力的需求,提出了天文光谱测速结合天文图像测角的组合自主导航方法,实现小行星探测器连续自主、实时高精度导航.以主带小行星谷神星探测任务为背景,分析了本文所提出的组合导航方法的可观测性,并基于UKF算法,给出了组合导航系统仿真分析.仿真结果表明,组合导航系统的可观测性更好,对比传统的地面无线电导航或者测角导航方法,导航结果精度更高、实时性更优,可为小行星探测器变轨修正等提供准确的导航信息.本文所给出的组合导航方法有效可靠、工程实现简单,为我国小行星探测工程任务及后续深空重大任务的实施提供参考.     

GEO空间慢旋目标天基监视受控绕飞轨道设计与仿真

为实现GEO空间慢旋目标特定面的连续观测,提出了一种天基监视受控绕飞轨道设计方法. 首先建立了目标、天基平台相对运动模型,研究了空间任意自旋轴下的期望相对轨道模型,设计了单周期受控绕飞模型和多周期螺旋接近受控绕飞模型,应用时间约束的多脉冲控制实现平台受控绕飞,仿真分析了不同绕飞半径、不同脉冲数、不同绕飞周期下的受控绕飞轨道,最后提出并验证了多周期螺旋接近受控绕飞策略. 结果表明,基于GEO空间自旋目标姿态变化的受控绕飞的相对轨道设计,能够实现目标特定面的连续指向观测,相关仿真结果和结论对实际工程应用具有一定的参考意义.      

微型宇宙探测器群

据英《新科学家》２００１年１月６日报道 :美国航天科学家们从社会性昆虫（如蚂蚁遍地搜食物蜜蜂到处采蜜）的活动中得到启示 ,计划用成百上千个微型宇宙探测器组成集团军进行小行星探测。在太阳系 ,除了有九大行星外 ,还有数量多达几千个的小行星。这些小行星中可能有丰富的矿物和水资源。分布在火星和木星轨道之间的小行星数量占大多数 ,形成所谓小行星带。如果派遣单个的宇宙飞船去探测小行星带中某个小行星 ,其效率之低是可想而知的。目前 ,ＮＡＳＡ的研究人员计划发射约１０００个微型宇宙探测器探测小行星带。这些微型探测器可以降落…     

太阳系里怪异的小行星

美国宇航局发射的"黎明"号小行星探测器目前正在奔赴火星和木星之间的小行星带,探测两颗人类以前从未尝试接触的天体——谷神星和灶神星,那将是迄今为止人类最为直观地观测小行星。大部分小行星都栖身在位于火星和木星之间的主小行星带里,其他小行星则围绕比地球距离太阳更近的轨道运行,不过它们中有很多都与行星拥有共同轨道。并非所有小行星都会老老实实呆在原处:太阳系里的一些小行星的轨道与行星轨道呈十字交叉。     

微型宇宙探测器群

 据英《新科学家》２００１年１月６日报道 :美国航天科学家们从社会性昆虫（如蚂蚁遍地搜食物蜜蜂到处采蜜）的活动中得到启示 ,计划用成百上千个微型宇宙探测器组成集团军进行小行星探测。在太阳系 ,除了有九大行星外 ,还有数量多达几千个的小行星。这些小行星中可能有丰富的矿物和水资源。分布在火星和木星轨道之间的小行星数量占大多数 ,形成所谓小行星带。如果派遣单个的宇宙飞船去探测小行星带中某个小行星 ,其效率之低是可想而知的。目前 ,ＮＡＳＡ的研究人员计划发射约１０００个微型宇宙探测器探测小行星带。这些微型探测器可以降落在直径大于１公里的小行星上 ,在那里寻找矿物和水资源。     

深空1号——开发新技术和探测小行星

笔者在《科技潮》1999年第4期介绍过探测彗星的"星尘号"探测器,在该刊第5期介绍过探测小行星的"近地小行星交会"探测器,现在再向读者们讲讲另一艘探测小行星的"深空1号"探测器,以使您们对发生于世纪之交的这股小天体探测热,有更完整的了解。"深空1号"(Deep space Ⅰ)是NASA 为到来的新世纪的千年庆典推出的一种低价位探测器的第一艘,主要任务是考察新开发的推进器动力和导航系统方面的新技术应用情况,同时也担负部分探测小天体的任务。     

基于伴飞模式的异面星座补给轨道优化

伴飞模式的卫星燃料补给设想突破了传统的基于交会对接技术的单一燃料补给模式,给未来空间在轨燃料补给提供了新的思路.为了解决基于伴飞模式的异面星座燃料补给的规划问题,本文首先找出停泊轨道到工作星轨道的能量最优的转移轨道;其次通过对补给星机动过程中所需速度增量的分析,认为可以通过求解TSP问题来获得最优的补给顺序;然后针对伴飞补给过程中燃料消耗函数多参数、单目标的特点,结合理想火箭动力学方程,利用带约束的遗传算法,进一步对补给轨道进行了优化求解;最后,通过具体的数值仿真,验证了此优化的可行性与有效性.     

环绕火卫一的稳定准卫星轨道搜索与分析

本文在火星-火星卫星-探测器的限制性三体问题中,考虑了火星卫星的轨道偏心率和不规则引力场,建立了新的环绕火星卫星的轨道动力学模型,其中火星卫星的引力场采用了高精度的多面体模型.利用数值方法遍历搜索了起始于火卫一两个赤道惯量主轴的稳定准卫星轨道(Quasi-Satellite Orbits, QSOs),并分析了QSOs的稳定性特征.针对稳定的QSOs,分析了稳定性对初始速度误差的灵敏度、全球地面覆盖情况和最小/最大轨道高度,并分析了上述因素对探测任务中QSOs选取的影响.最后,选取了几组典型的稳定2维和3维QSOs,对它们的几何特性和潜在应用价值做了进一步的讨论和分析.本文建立的模型广泛适用于环绕火星卫星的轨道动力学研究和轨道设计,对轨道的搜索和分析揭示了环绕火卫一稳定QSOs的基本分布和特征,可为探测器的轨道设计提供部分参考.     

CE-5T1探月飞行器地月转移段和环月段的实时定轨

随着我国探月工程和深空探测工程的实施,传统的地基测轨手段联合最小二乘定轨预报的模式已难以满足定轨任务的实时性需求,为此需要发展飞行器的自主测轨手段和定轨方法.本文采用扩展卡尔曼滤波算法对探月飞行器进行实时定轨研究.对CE-5T1月地转移段约2.5?h弧长的星基GNSS伪距数据进行滤波处理,计算结果表明,以预报轨道为先验参考轨道,约1?h后滤波即可稳定收敛,且收敛后轨道精度与批处理统计定轨精度相当,位置偏差(Root Mean Square,RMS)约在30?m,速度偏差好于1?cm/s.对CE-5T1环月段地基测量数据进行滤波计算,计算结果表明,对于轨道周期为2h的月球探测器,位置偏差好于50m(RMS).由于之前的定轨信息通过协方差矩阵传递保留,月球遮挡探测器以及月球升落引起的地面测轨数据长弧段间断不会影响后续可视弧段的滤波精度,且只需一两个观测数据即可快速收敛至滤波稳定.     

基于地基测量数据的地月L2点探测器轨道确定

CE-5T1是探月工程三期的先导探测器,主要用于验证嫦娥五号(CE-5)飞行过程和再入返回技术,为CE-5任务的顺利实施奠定基础.CE-5T1在执行完主任务之后,又飞向了地月平动点L2,并绕L2点飞行约40 d,是我国第一颗绕地月L2点飞行的探测器.本文利用地基测距测速和VLBI干涉测量数据,对CE-5T1绕L2点飞行期间的轨道进行了定轨计算并分析精度.轨道动力学特征决定了绕L2点飞行的探测器需要采用较长弧段数据以提高定轨精度,而由于不同类型测量数据和轨道之间的几何特征差异,VLBI系统误差对定轨精度的影响要远大于测距系统误差.分析结果表明,综合利用5–7 d的测距测速和VLBI数据,CE-5T1在L2点的定轨后位置和速度精度分别为百米和毫米每秒量级.相关分析结果可以为我国后续执行类似任务的探测器(如CE-4)提供参考.     

小行星的物理性质与结构演化研究进展

小行星上蕴含着丰富的稀有矿物资源,并保存着太阳系形成初期的原始成分,是研究太阳系起源和演化历史的活化石,具有极大的科学研究价值.随着近二十年来小行星探测热潮的兴起,对小行星的研究已从轨道、形状、旋转状态和光谱类型扩展到结构演化机制和外力响应特性.小行星碎石堆结构概念的提出,为所观测到小行星的物理性质和天文现象提供了合理的解释,同时也对小行星探测任务及相关研究提出了诸多挑战.本文从小行星的轨道和物理性质分布出发,分析了小行星结构的演化过程,阐明了大部分等效直径大于300 m的小行星应具有碎石堆结构的必然性,并结合颗粒材料的力学性质分析了碎石堆小行星的结构特点和动力学响应特性,对碎石堆小行星的研究现状进行了综述,讨论了其中的科学问题和研究方向.     

火星探测器跟踪及VLBI测定轨分析

我国将于2020年首次发射由轨道器和火星车组成的火星探测器.火星探测器的跟踪及精密测定轨是完成工程任务和科学探测的前提.本文首先分析了火星探测器跟踪技术.然后在简述好奇号火星车VLBI观测频度和测定轨精度的基础上,以2020年7月发射的火星探测器为例,给出了深空机动、近火制动、平面机动、降轨前等关键测控弧段的太阳等离子体时延、各测站观测仰角等参数.分析了我国VLBI网对火星探测器的测定轨能力以及关键弧段的测定轨精度.用5 d的测距测速数据、测速测距+VLBI数据分别进行定轨并预报2 d至近火制动点,三维定轨误差(1σ,下同)由只用测速测距时的45.7 km降至18.8 km,近火点高度预报误差由28.2 km降至7.6 km,体现了VLBI在近火制动等关键测控弧段对定轨和轨道预报精度提高的贡献.在测距、测速和VLBI时延测量误差降低后,近火制动段定轨和预报误差会进一步降低.     

基于同波束VLBI测量的月球交会对接轨道确定

我国探月工程三期"嫦娥五号"月球探测器(CE-5)将实现月球采样返回探测,月球交会对接是CE-5工程中的关键技术,CE-5任务中将采用地基无线电测距测速技术联合同波束VLBI测量技术实现对轨道器和上升器的联合测定轨,以支持月球交会对接过程特别是远程导引阶段的多探测器测控.本文分析了同波束VLBI测量数据在多探测器定轨中的应用,利用仿真数据分析了月球交会对接远程导引段的轨道器和上升器定轨精度,特别是两器间的相对定轨精度.选取的长弧和短弧定轨典型算例分析表明,利用10 ps精度的同波束VLBI数据,联合测距数据对轨道器和上升器定轨,可以达到1 m的相对定轨精度.     

带碰撞角约束的高速飞行器小速度比交会制导律

针对目标飞行器速度较大引起的拦截器与目标速度比小于1的空间交会问题,建立拦截器与目标交会的三维运动模型,分析共面运动的碰撞角对相对速度及有效碰撞面积的影响并讨论交会的速度比条件. 基于初始预测的目标速度信息,根据准平行接近原则将碰撞角约束转化为交会过程中的视线角约束,应用变结构控制设计带视线角约束的三维制导律并分析其稳定性. 结果显示,设计的制导律不仅使视线角速率逼近于0,还可以实现以期望的碰撞角实施交会,并且对预测的目标速度偏差具有较强的鲁棒性.