嫦娥一号月面成像的高次函数形变模型匹配及超分辨率重建

分析了起伏地形在星载三线阵像机不同传感器上成像的形变模式. 针对嫦娥一号探月卫星2C级月面成像, 提出了在运动方向上用二次函数表示图像形变的线阵立体像机图像匹配方法. 用该匹配方法与标准相关方法相结合完成了嫦娥一号卫星成像的下视图与前视图、后视图的精确配准, 基于非均匀样本小波插值的超分辨率重建算法实现了嫦娥一号卫星月面图像的超分辨率重建, 增加了图像的可识别目标, 充分挖掘了嫦娥一号卫星的图像信息.     

基于嫦娥一号卫星激光测高数据的月球DEM及高程分布特征模型

嫦娥一号卫星激光高度计获取了820多万个有效记录点,为了探索利用嫦娥一号卫星激光测高数据生成高精度的月球数字高程模型,本文提出了层次多结点样条算法,该算法利用一系列从粗糙到精细的多结点样条控制网格来逐步逼近或插值给定的激光测高数据.基于该算法,利用嫦娥一号卫星激光测高数据,生成了空间分辨率为0.0625°×0.0625°的全月球数字高程模型,并将该模型分别与ULCN2005和CLTM-s01及日本"月女神"模型进行了对比.同时,探讨了月面高程分布规律,并建立了嫦娥一号卫星高程的分布特征模型.全月球、月球正面高程呈正偏态、高峰态的正态分布;月球背面高程呈正偏态、低峰态的正态分布.     

卫星低频电磁辐射在轨探测研究

利用地球空间探测双星计划探测一号卫星上的磁场波动分析仪的原始数据, 分析了探测一号卫星在轨电磁辐射的特性. 结果显示卫星的电磁辐射主要集中在30 Hz以下. 在30 Hz以上, 卫星的电磁辐射最多延伸到 190 Hz左右, 而且强度明显减弱. 在 190 Hz以下的卫星电磁辐射具有与卫星姿态相关的长周期变化. 在 190~830 Hz的范围的电磁辐射有不明显的长周期变化特征. 830~3990 Hz范围的电磁辐射没有长周期变化特征. 卫星电磁辐射的长周期变化是由卫星姿态变化造成的. 卫星姿态变化引起卫星太阳方位角变化. 卫星太阳方位角越大, 卫星电磁辐射越大. 卫星太阳方位角从90.6增加到93.6, 低于10 Hz以下的电磁辐射约增大为原来的9倍, 10~190 Hz范围的电磁辐射大约增加到原来的1.6倍. 卫星在＜10和10~190 Hz范围内的电磁辐射强度与卫星太阳方位角的相关系数分别达到0.90和0.91. 卫星在光照情况下的电磁辐射要比卫星在阴影情况下大. 卫星太阳能帆板电流产生的电磁辐射是卫星电磁辐射主要来源, 约占整个卫星电磁辐射的87％(低频段<150 Hz)和94％(高频段>150 Hz). 这些中国首次对卫星电磁辐射的在轨探测结果对于我国未来相关科学和应用卫星的设计方案的优化具有重要的参考价值.     

不同粘性均质土坝漫顶溃决实体试验研究

针对我国现有土石坝粘粒含量范围, 开展了国内外最高均质粘土坝漫顶溃决实体试验. 揭示了粘土均质坝“陡坎式”后退、坝顶“双螺旋流”淘刷与溃口边坡失稳坍塌的溃决机理. 并提出坝体材料的粘性(C值)对坝体溃决方式的具体影响机制. C值较大时, 坝体溃决过程缓慢, 溃口峰值流量较小, 最终溃口宽度、深度较小, 溃决过程以“多级陡坎”和“倾倒坍塌”为主要特征; C值较小时, 坝体溃决过程较快, 溃口峰值流量较大, 最终溃口宽度、深度较大, 溃决过程以“单级大陡坎”和“剪切坍塌”为主要特征.     

VLBI相时延及其在深空探测器测定轨中的应用

甚长基线干涉测量(very long baseline interferometry,VLBI)技术是深空探测器测定轨的方法之一,也是行星无线电科学研究的重要手段.VLBI相时延通过解算相关相位的整周模糊度解算出探测器的VLBI时延观测量,可有效地降低相位随机误差的影响,从而提高时延测量的精度.本文论述了解算相位整周模糊度的条件和方法,给出相时延的解算方法,并分析比较了相时延与群时延的随机误差水平.以嫦娥二号(CE2)卫星飞往拉格朗日L2点的探测任务为例,求解了两个月内10次VLBI观测的相时延并分析了数据质量.相时延和群时延分别联合测速测距数据的定轨结果表明,在150万公里的距离上相时延用于探测器的定轨是可行的.     

嫦娥四号冯·卡门撞击坑着陆区地形及月面遮挡分析

嫦娥四号任务实现了人类首次月球背面软着陆.在任务设计阶段,为制定着陆器动力下降控制策略和设计月面工作程序,根据嫦娥二号、LRO等月球卫星探测得到的图像、激光测高等数据,对冯·卡门撞击坑着陆区的高程起伏、坡度、撞击坑和石块分布密度,以及着陆区内地形对光照和中继链路遮挡进行了详细分析.本文对嫦娥四号冯·卡门撞击坑着陆区的地形地貌情况进行了总结,对地形地貌及遮挡分析所使用的方法进行了详细说明,同时将嫦娥四号着陆区同嫦娥三号虹湾着陆区的地形地貌进行了对比分析,最后对实际在轨着陆点进行了精确定位并分析了着陆点周围地形的遮挡情况.所形成的系统性分析方法在轨得到了全面验证,并为后续月球及深空探测软着陆任务奠定了坚实的基础.     

嫦娥二号卫星技术成就与中国深空探测展望

嫦娥二号卫星是中国第二颗月球探测卫星,设计主要目标为先期验证后续月球着陆任务的部分关键技术,并深化月球科学探测.圆满完成既定任务后,嫦娥二号飞离月球,进入行星际空间,在国际上首次实现从月球轨道转移日-地拉格朗日L2点.此后,在距地700万千米,实现国际上首次与4179图塔蒂斯小行星近距离交会并获取最高分辨率优于3m的光学图像.本文主要描述了嫦娥二号卫星的主要任务要求、任务特点、研制历程、在轨飞行评价、扩展任务、后续飞行状态和取得的主要技术成就.在分析、对比国内外深空探测现状的基础上,提出未来我国深空探测后续发展的几点建议.     

嫦娥二号卫星非对称降轨控制技术

嫦娥二号任务中,为完成对预选着陆区高分辨率成像,需在月球背面实施轨道机动以满足成像区域的高度要求.采用目标近月点对面或燃料最优的降轨控制方式,轨控关机将在月球背面地面不可见的情况下完成.为了确保卫星安全,工程要求关机点控制在国内测站跟踪弧段内,并满足卫星应急处置要求.根据任务需要,飞控中心采用了非对称降轨控制方法,对此次轨控的控制点进行偏置,采用迭代方法求解有限推力方式下的轨控参数,并在迭代过程中对目标近月点漂移进行修正.2010年10月26日,嫦娥二号卫星成功降轨,在100km×15km的试验轨道段上飞行32圈,完成了对预选着陆区高分辨率成像.本文在分析降轨控制约束条件和两种常规控制方式的基础上,阐述了非对称降轨控制技术的原理和实现方法,并通过实施数据对轨控进行了效果评价.     

嫦娥二号卫星多目标多任务设计与经验

嫦娥二号卫星在圆满完成后续工程先导技术验证和科学探测任务后,又相继开展了日-地拉格朗日L2点和飞越Toutatis小行星探测,开创了我国多目标探测的先河,开拓了拉格朗日点和小天体新的探测领域.在剖析以往国际上典型多目标多任务探测器特点后,本文紧扣牵引技术发展主题,提出了以系统创新拓展领域,提升能力,带动技术突破和产品发展的思路,设计了在短周期等约束条件下实现多目标探测的策略与步骤;其次针对设定目标任务和推进技术发展的需求,提出了实现更远距离、更多技术验证的高可靠、高精度和自主运行的设计要点,简述了相关技术突破的情况;基于在轨运行表现,分析、汇总嫦娥二号的实现结果和预期改进目标;最后,梳理总结了嫦娥二号在任务设计、技术突破和实施程序与方法等方面的成功创新经验,可供未来任务借鉴.     

基于视觉的嫦娥四号探测器着陆点定位

我国于2018年12月8日发射嫦娥四号月球探测器,实施世界上首次月球背面软着陆和巡视探测.探测器着陆点的快速高精度定位是其中的一个重要技术环节,也是着陆器和巡视器开展月面探测工作的重要前提.本文基于高精度图像匹配和几何变换方法,结合实际工程任务需求,首先利用探测器动力下降期间的近实时高压缩比降落序列影像完成了着陆点的快速初始定位;其次利用回放的低压缩比降落影像对该位置进行了精化,最终解算的嫦娥四号探测器着陆点位置为(177.5884°E, 45.4565°S).该定位方法及结果被成功应用于实际工程任务中,为嫦娥四号任务着陆区的地形分析及后续遥操作的任务规划提供了重要支持.     

神舟七号飞船伴星飞行试验方案设计及试验验证

神舟七号载人航天飞行任务中,我国首次在轨释放了一颗伴随卫星,试验和验证伴星在轨释放和伴随飞行技术.伴星平台集成了三结砷化镓高效太阳电池、锂离子蓄电池,以及液氨推进系统等新技术,其有效载荷为双焦距一体化可见光相机,可实现对近距离空间飞行器的视频观测和照相.2008年9月25日,伴星随神舟七号飞船发射升空后,按预定计划在轨释放,获取了1680幅飞船图像;通过6次轨道机动控制,于10月5日形成了相对神舟七号飞船轨道舱的绕飞椭圆,并连续保持了25圈.本文简述伴星飞行试验任务目标和卫星设计方案,重点阐述伴随飞行方案设计及飞行试验验证结果.     

分布式SAR小卫星编队轨道设计方法研究

编队轨道设计对分布式SAR小卫星的系统方案设计与性能分析具有十分重要的意义. 基于开普勒轨道方程推导了被动稳定的编队飞行轨道要素的近似解析解, 提出了一种适用于分布式SAR卫星特点的编队轨道设计方法, 并对编队轨道的精度进行了误差分析, 给出了典型的分布式SAR卫星编队轨道要素的计算公式. 针对L波段分布式SAR卫星进行了编队轨道参数设计, 给出了分布式卫星绕飞轨迹的计算机仿真结果, 验证了公式推导的正确性及轨道设计方法的有效性.     

基于集成数字化的月地高速再入返回飞行器飞控支持系统

2014年11月1日,月地高速再入返回飞行器准确着陆在内蒙古四子王旗预定区域,标志着探月三期再入返回试验任务取得了圆满成功,标志着中国已全面突破和掌握航天器以接近第二宇宙速度的高速再入返回关键技术,为确保嫦娥五号任务顺利实施和探月工程持续推进奠定了坚实基础.飞控支持系统对卫星飞控期间的飞控策略制定、仿真验证和设计方案优化起到了关键作用.本文介绍基于集成数字化的月地高速再入返回飞行器飞控支持系统的原理及体系结构设计,并对其中处理器加速模拟、虚拟芯片建模、自动测试脚本、通用人机交互、数据动态辅助判读等关键技术进行剖析,最后给出了飞控支持系统的实用效果.经过在轨实际验证,飞控支持系统通过快速精准预示,解决了卫星飞控任务约束条件复杂、决策困难等问题,并为后续卫星飞控系统的发展积累了丰富的理论和工程经验.     

基于互补理论的非连续变形分析方法

常规的非连续变形分析法(DDA)采用“开-闭迭代”来处理块体之间的接触, 在此过程中引入虚拟弹簧并假设其刚度(罚因子). 不恰当的刚度值会导致数值计算方面的问题. 为了避免引入罚因子, 同时也回避“开-闭迭代”, 本项研究将DDA在一个时步内的分析重提为一个混合互补问题, 并采用路径牛顿法(PNM法)进行求解, 通过算例的应用表明该方案是可行的.     

一种基于约束力的鲁棒的编队卫星构形非线性控制方法

提出了一种基于约束力思想的鲁棒的编队卫星构形精确保持的非线性控制方法.该方法首先将非线性和摄动条件下编队卫星构形保持问题转换为带有完整约束的拉格朗日动力学系统,然后将问题转换为一组微分代数方程,通过求解微分代数方程,确定编队卫星构形保持的非线性控制律.针对微分代数方程传统求解方法对误差敏感,相应的约束力控制法鲁棒性差的缺点,提出了编队卫星构形约束违约修正的方法,通过适当地选择违约修正因子,有效地抑制了编队卫星初始化、参考卫星轨道确定、相对动力学建模等误差的影响,提高了约束力控制法的鲁棒性。     

前言——记嫦娥四号月球探测器专题

<正>嫦娥四号任务实现了人类首次月球背面软着陆和巡视勘察,意义重大,影响深远,举世瞩目.嫦娥四号探测器系统由着陆器、巡视器"玉兔二号"和中继星"鹊桥"组成.嫦娥四号任务分为两次发射:第一次, 2018年5月21日,中继星成功发射, 6月14日顺利进入绕地月L2平动点的Halo使命轨道;第二次, 2018年12月8日,着陆器、巡视器组     

嫦娥三号巡视器GNC及地面试验技术

嫦娥三号巡视器是我国首个实现地外天体表面巡视探测的航天器,其制导导航控制（GNC）技术与地球卫星和飞船等全然不同.嫦娥三号巡视器GNC系统突破了月面自主导航定姿定位和协调运动控制、基于双目立体视觉的自主环境感知、基于地形通过性量化分析的路径规划、基于主动结构光被动视觉的激光探测避障以及地面试验验证等关键技术.在轨飞行试验结果表明,GNC系统实现了既定任务目标,为未来火星等深空巡视探测任务奠定了技术基础.本文对巡视器GNC系统的任务要求、系统组成、功能实现方案及关键技术、工作模式、地面试验验证及在轨飞行情况等方面进行了系统介绍.     

嫦娥四号月球探测器定时定点着月控制

嫦娥四号探测器预选着陆点在月球背面冯·卡门撞击坑,着陆区域较小,且要求定时定点着陆控制,同时着陆前的飞行时间长、阶段控制多,因而精确控制难度较大.针对该问题,基于轨道偏差随摄动的演化特性,结合解析法和数值法优点,提出了动力学控制参数的半解析求解方法.首先,通过对着月点和动力下降点位置的分析,得到了着月点和动力下降点位置的解析关系.同时,分析得到了着陆点经度偏差与轨道平面偏差的解析关系.其次,研究了轨道控制策略,按飞行阶段给出了轨道平面偏差到偏航角的转换方法和着月时间到目标半长轴的调整方法.最后,给出了本方法在嫦娥四号工程中的实际应用情况,基于对实际任务结果的分析可见,实现了着月控制参数的快速精确求解.     

嫦娥四号中继星任务轨道设计与实践

嫦娥四号中继星作为嫦娥四号任务的重要组成部分,肩负着为月背面着陆任务提供中继通信的使命.本文详细介绍了嫦娥四号中继星的任务轨道设计过程,首先,针对任务需求和约束给出了使命轨道方案的选择和设计结果;其次,针对转移轨道的任务关键参数、轨控策略及速度增量预算等方面进行了说明;最后,将在轨飞行实践情况与轨道设计结果进行了对比.飞行数据表明,中继星任务轨道设计结果正确,策略设计合理,可以满足中继任务要求.     

特高压GIS避雷器对压敏电阻电压梯度的要求

采用三维有限元与电路相结合的“场路结合”数值计算方法来分析特高压 GIS避雷器电位分布特性. 通过对多种方案的比较分析表明, 最有效的改善电位分布的方法是提高ZnO压敏电阻的电压梯度. 综合多方面因素, 合适的压敏电阻电压梯度为426 V/mm, 此时1000 kV GIS的电位分布不均匀度可控制在 10%以内. 研究结果为高梯度压敏电阻的研制提供了基本的技术指标.