中国载人交会对接技术的设计与实现

中国在载人航天工程第二步第一阶段任务中,自主研制了天宫一号目标飞行器和神舟八号、神舟九号、神舟十号载人飞船,通过3次在轨飞行任务完成了8次交会、6次对接,覆盖了自动和手动等多种交会对接模式,突破并掌握了交会对接技术.从交会对接系统、交会轨道、交会测量和控制、信息传输、对接与分离、飞行方案,以及试验验证等方面对中国载人交会对接设计的技术特点、所采用的创新技术方法和解决的技术难题进行了介绍,在飞行验证的基础上分析了工程任务取得的成果,与国际水平进行了综合比较,对中国载人交会对接技术的设计和研制情况进行了总结.     

月球轨道器交会对接同波束VLBI测量差分相时延实时解算

同波束VLBI技术是解决月球轨道交会对接地面高精度引导的重要手段．传统的多频点同波束VLBI实时解算算法成功解算差分相位整周模糊度的概率较低，而事后统计修正求解整周模糊度的算法存在较大的时间滞后，从而直接影响月球轨道交会对接两个航天器地面定轨、定位的精度以及实时性．在此背景下，本文研究了应用于月球交会对接条件下的同波束VLBI差分相时延实时解算算法．首先给出了多频点同波束VLBI解算差分相时延及整周模糊度的原理，根据差分相关相位整周模糊和差分相时延实时及事后解算结果，对整周模糊度产生的原因进行分析通过求解精确差分群时延值、采用匹配搜索算法以及差分相位连接条件对传统实时解算算法进行改进，提出一种新的差分相时延实时解算算法．利用SELENE同波束VLBI观测数据进行实时解算．结果表明该算法成功解算模糊度的准确度达到95．49％，相对于传统解算算法准确度提高了5．45％．     

神舟飞船交会对接人工控制系统设计

神舟九号飞船首次人工控制(以下简称"人控")交会对接的圆满完成,标志着我国全面掌握了空间交会对接人工控制和自动控制技术.交会对接人控系统为航天员提供稳定可靠的操作平台和驾驶飞船的操作方法,对人控交会对接任务的成败起着至关重要的作用.本文在分析交会对接人控系统设计原则的基础上,阐述了人控交会对接控制系统组成和各主要部件的工作原理,首次提出了通过电视摄像机图像进行相对状态确定的测量参数定义及其估计方法,并给出了人控交会对接的操作方法.神舟九号的在轨验证说明了交会对接人控系统操作简单、可靠,满足高精度的对接要求,该项技术具有良好应用前景.     

基于仅测角的自主交会相对导航策略研究

本文以基于仅测角的自主交会相对导航研究为背景,构建了仅测角相对导航的可观测度定量分析模型,并研究了利用追踪器轨道机动时潜在的相对距离信息来提高仅测角相对导航可观测度的策略。以航天器相对动力学方程为基础,建立了以光学相机为唯一相对测量设备的仅测角相对导航模型。根据牛顿迭代方法,推导了相对导航的可观测度计算模型,为相对导航系统可观测性能的定量分析提供了依据。研究了追踪器在轨道机动时潜在的相对距离信息及其误差模型,并给出了基于该潜在相对距离信息的可观测度计算和扩展卡尔曼滤波模型。最后,通过数值仿真对可观测度计算模型的正确性以及潜在相对距离信息应用的有效性进行了验证。     

测量点目标运动参数的单目运动轨迹交会法

提出了一种理论体系完备的求解点目标三维运动的摄像测量方法——单目运动轨迹交会法. 通过对目标运动轨迹进行参数化描述, 将运动像机观察运动目标的系列视线, 与目标的参数化运动轨迹进行交会, 从而唯一确定了目标的三维轨迹和速度等运动参数. 该方法不同于常规点交会的三维交会测量模式, 不增加测距等辅助设备或改造成像光路, 有效解决了传统单目无法测量点目标三维运动的技术难题, 扩展了摄像测量和计算机视觉的一类应用范围, 可用于多种运动平台对运动目标的被动观测任务.     

基于特征点的空间目标三维位姿单目视觉确定算法

针对基于特征点的空间目标包括相对位置和相对姿态等的三维位姿单目视觉确定问题,提出了一种基于逆投影思想的迭代方法.给出了一种包含景深估计和绝对方位解算两阶段的迭代算法,在景深估计阶段首先计算由转移矩阵表示的最优平移矢量,然后重构各特征点,并利用其在逆投影线上投影更新各特征点的景深;在绝对方位解算阶段采用Umeyama绝对方位解析算法计算相对姿态矩阵,上述两阶段迭代进行直至结果收敛.利用全局性收敛性定理证明了文中算法的全局收敛性.最后,以航天器交会对接最终逼近段的视觉测量为背景对该算法进行了数学和物理仿真,进一步验证了算法的有效性和收敛性.     

基于闭环控制的自主交会多目标最优轨迹设计

对闭环控制条件下的自主交会多目标最优轨迹设计方法进行了研究.基于相对动力学方程,建立了以仅测角为测量参数的相对导航模型;根据线性协方差分析方法,对追踪器在仅测角条件下的相对导航及相对运动轨迹控制偏差进行了分析,并以此为基础,建立了评价自主交会轨迹鲁棒性的指标.采用NSGA-II多目标遗传算法,对考虑燃料消耗和轨迹鲁棒性的多目标最优自主交会轨迹设计问题进行了求解.最后,通过MonteCarlo打靶仿真验证了协方差分析结果的正确性,并对Pareto可行解集中的相对位置鲁棒性最优解进行了仿真验证.     

交会对接载人组合体热管理技术研究

组合体热管理是优化交会对接载人组合体热控设计,实现长期载人热环境控制的重要手段.在对目标飞行器和载人飞船组合体热特性分析的基础上,提出了以舱段间通风为技术手段的交会对接载人组合体热管理方案,并结合热平衡试验数据,建立了组合体热管理系统分析模型.仿真结果、地面热平衡试验数据和在轨飞行数据表明,组合体密封舱内空气流速分布满足要求,温度在19~26°C可调,空气相对湿度在30%~70%范围内,验证了交会对接载人组合体热管理设计的正确性.最后对空间站等复杂组合体热管理设计提出了建议.     

窄带雷达自旋目标成像

在详细分析自旋目标窄带雷达回波特性的基础上,提出基于复数后向投影算法的自旋目标成像算法,由于该算法利用旋转散射点的相位进行匹配搜索成像,因此具有较高的分辨率以及成像效率.同时,本文分析了该算法的分辨率及其对雷达脉冲重复频率(PRF)的要求.若目标转速较高而系统PRF无法满足,则根据压缩感知理论以及自旋目标ISAR数据的稀疏性特点,建立了方位欠采样条件下的成像模型,并提出基于正交匹配追踪的自旋目标成像算法.不同条件下的仿真结果验证了算法的有效性.     

载人登月定点返回轨道设计与特性分析

载人登月定点返回要求既满足月球停泊轨道约束,又要满足大气再入走廊和再入点位置约束,同时还需节省能量和时间.本文首先推导了适用于描述定点返回轨道的拼接模型圆锥曲线方程,通过选择物理意义明显的轨道参数作为设计变量,建立了包含转移时间和速度增量约束的定点返回轨道设计模型,然后将解析模型和数值算法有效结合起来设计初始轨道,采用了一种从初步设计到精确设计的串行策略来设计高精度轨道,仿真结果表明此方法具有求解精度高,计算速度快的特点.以上述方法为基础,对定点返回轨道的月心轨道参数、地心轨道参数、转移速度和时间等轨道特性做出了分析,为载人登月任务轨道方案的制定提供参考.     

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.     

星敏感器星点聚类提取方法

星敏感器现有的星点提取方法运算时间长、存储需求大,从而限制星敏感器姿态初始捕获时间、轻小化等性能指标的提高.针对以上问题,提出了一种星敏感器星点聚类提取方法.首先,介绍和分析了星点聚类提取方法中的预处理滤波算法和聚类算法;然后,给出了该方法在北京控制工程研究所新研小型星敏感器中的实现方式和实现效果,该星敏感器在探月三期月地高速再入返回飞行器中成功实现了首次在轨飞行实验;最后,通过星敏感器观星实验对星点传统提取方法和星点聚类提取方法进行了比对验证,并通过小型星敏感器在轨飞行实验对星点聚类提取方法进行了在轨验证.实验显示,该方法提取星点所需时间最大约为传统方法的16%,星图存储需求不到传统方法的1%,且星点提取正确,在轨表现良好.结果表明,星敏感器星点聚类提取方法能有效减小星点提取所需时间,不需大容量星图存储器件,且逻辑简单、移植性好,适用于各类光学成像敏感器.     

基于压缩感知的多角度合成孔径雷达成像

多角度合成孔径雷达（syntheticapertureradar，SAR）成像是实现多SAR信息融合的重要方式．对提高成像分辨率．重构目标轮廓进而提高雷达目标检测或分类性能具有基础性价值．由于各传感器发射信号和测量位置的多样性，实现多角度SAR成像具有挑战性．如何在噪声干扰情况下快速实现多角度SAR成像是一个新问题．本文建立了基于压缩感知的多角度SAR测量模型．通过对测量矩阵的分析，证明多角度SAR测量角度范围、发射信号载频和空间采样位置是影响成像性能的关键因素，研究了目标空间离散间隔对成像质量和分辨率的影响．以上述分析为基础，本文对多角度SAR发射信号载频和测量位置进行设计，构建满足约束等距性的测量矩阵．针对测量矩阵阶次较高的问题，文章提出用分段正交匹配追踪（stagewiseorthogonalmatchingpursuit，STOMP）进行模型求解，在测量矩阵欠定严重的情况下，该算法可以迅速求得模型最优稀疏解．在实验环节．通过分析多角度SAR参数对成像性能的影响，进一步验证了本文结论．实验验证了模型和相应求解算法的有效性和鲁棒性．     

多通道雷达天线阵列的设计理论与算法

多通道雷达天线阵列的设计,尤其是MIMO雷达阵列的设计是一个全新的研究内容,涉及MIMO雷达的目标回波空间分集实现、空间采样能力,由此影响目标参数估计、DOA和雷达成像性能.论文从目标散射模型、收发信号模型出发,提出了基于空间卷积理论的MIMO雷达天线阵设计方法与算法,着重分析和介绍了收发复用线性阵情况下的MIMO雷达阵列设计算法,给出了并证明了其等效接收阵列存在的充要条件,在此基础上,论文以目标成像的空间采样和DOA估计性能为例,给出了典型的空间采样模型,对于空间卷积不存在解析解的空间采样模型,也给出了逼近算法.     

月地高速再入返回任务轨道设计与飞行评价

系统介绍了嫦娥五号再入返回飞行任务轨道设计的过程以及飞控实施结果.首先,给出了自由返回轨道的方案选择和标称轨道设计方法;其次,针对返回器进入再入走廊的要求,有针对性的设计了相应的中途修正策略,包括全参数瞄准,部分参数瞄准以及预偏置等修正策略;最后,对在轨飞行结果与设计预期进行了比较.飞行结果表明,再入返回飞行任务轨道设计结果正确,可以满足再入飞行任务要求.     

月地高速再入返回器气动设计与验证技术

月地高速再入返回器与近地轨道返回飞行器相比,气体流动效应更加复杂,对气动数据的精准度要求更为苛刻.因此,气动设计与验证的正确性和全面性是月地高速再入任务成功的关键.本文对月地高速再入气动特点进行了分析,对返回器气动设计方法、气动计算与试验项目、数据综合分析和特种气动问题研究的方法与结果进行了阐述,并给出了飞行结果.飞行结果表明返回器气动设计与验证所获得的各项气动数据满足工程要求.     

地球同步轨道废弃卫星清理方法初步研究

美国IRIDIUM 33卫星与俄罗斯COSMOS 2251卫星相撞事件表明解决在轨卫星相撞事件已经是现实问题.文章分析了失效卫星轨道长期变化规律和对工作在同步轨道航天器的影响,给出了2009年7月两颗地球同步轨道卫星非常接近的计算实例,尽管碰撞并未发生,但同步轨道上由于两颗卫星距离太近而进行规避控制已经是卫星在轨测控的重要内容.基于现成的卫星制造和控制技术,提出了一种清理失效卫星的设想,清理卫星由母星和子星组成,子星体积小且质量轻,用于捕抓失效卫星并将其带离同步轨道,母星携带足够燃料停留在定点位置,用于给子星补充燃料,使子星能够反复使用.文章设计了轨道接近和捕获策略,推导了计算公式,分析结果表明该方法能够充分节省燃料,理论上只需要几颗清理卫星就可以清理干净地球同步轨道.     

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.     

基于MAPC-RISR的MIMO雷达距离——角度二维超分辨率成像算法

MIMO雷达作为一种新型的雷达体制,其成像兼具实时性和高分辨率的特点,为了充分发挥MIMO雷达在成像方面的优势,提出一种高分辨率的MIMO雷达成像算法.首先将MIMO雷达成像过程分为距离向脉冲压缩和方位向聚焦成像两个过程,采用多波形自适应脉冲压缩技术(MAPC)实现距离向脉冲压缩和发射波形分离,然后在MIMO雷达虚拟阵列端利用超分辨率空间谱估计方法(RISR)进行方位向聚焦成像,得到了观测区域的距离—角度二维高分辨率的成像结果.理论分析表明,与已有的MIMO雷达自适应成像算法相比,所提方法降低了算法复杂度,提高了运算效率.仿真实验验证了所提MIMO雷达成像算法的有效性与优越性.     

面向空间态势感知的天基可见光空间目标自主跟踪方法

天基可见光(space-based optical, SBO)监视是空间态势感知的重要手段之一.传统的天基观测平台都需要在自身精密星历已知的情况下,通过对目标的测量,确定其状态.而本文提出了自主天基空间目标监视的概念,天基可见光观测平台在自身精密星历未知时,也可以完成空间态势感知任务.与传统的目标跟踪不同,此方法只需依靠平台获取的在惯性系下描述的仅测角测量信息,便可实现自主定轨.结合长弧段的观测数据,本文给出了基于历史数据的事后自主轨道改进算法.通过分析发现,观测卫星对其他目标观测的历史数据也可用于改进原有的被观测目标的轨道.基于此,本文提出了通过额外测量量辅助下的实时自主跟踪策略,可通过单星搭载多SBO相机,对多目标同时跟踪的方式实现.最后,本文通过仿真算例验证了所提出方法的可行性.与传统的空间目标跟踪相比,虽然自主跟踪的精度较低,但在同时跟踪两目标时,尤其是在同时跟踪低轨和高轨两目标的情况下,估计精度能接近传统方法的水平.本文为发展自主天基空间态势感知平台提供了可行的方法.