火星探测轨道的数值分析

对2009年10月发射嫦娥02星进行环火星探测的过渡轨道进行初步搜索分析.提出发射时机和运载火箭选型的意见,并从轨道机动的角度提出对探测器设计的基本要求.     

火星探测飞行原理和发射时机分析

目前我国的火星探测轨道技术尚处于理论研究阶段,距离工程应用还有较大距离.本文的目的在于尝试从实际应用的角度出发,探讨火星探测任务中飞行原理和发射机会分析,以及发射日期、发射窗口决定中的一般问题.从共面圆轨道的简化假设出发,据霍曼转移所应满足的相位关系进行了未来几年的发射机会分析;在此基础上,针对不同发射日期和到达日期的组合,采用Lambert方法,计算绘制了反映对运载能力要求的C3等高线图和反映对飞行器机动能力要求的v∞等高线图,用于综合决定最佳发射日期;最后,根据发射方位角限制要求讨论了发射窗口（时段）决定的方法.     

利用引力辅助的行星际周期轨道间转移研究

三体动力学系统动平衡点附近存在的周期轨道在空间探测任务中有着重要的应用价值.本文研究了流形不相交三体系统周期轨道间的转移问题,提出了一种结合流形和引力辅助技术的转移轨道设计方法.首先通过定义近拱点庞加莱映射搜索周期轨道不变流形的近拱点,然后给出了任意初始状态达到一定双曲超速所需速度增量的计算方法,从而得到了最佳逃逸流形和捕获流形的选择依据,并结合等高线图法与近拱点庞加莱映射分析了周期轨道利用该方式进行逃逸或捕获的性质.在此基础上,基于受摄三体模型建立了流形逃逸点到捕获点转移轨道的优化模型,通过微分修正策略将优化模型化简为仅有两个参数的无约束优化问题,并采用单纯形算法进行了求解.以地球-火星和地球-金星转移为例对所提方法的有效性进行了验证,数值结果表明:结合流形和引力辅助技术可有效降低周期轨道间转移的能量消耗.     

小行星探测目标选择与转移轨道方案设计

系统地研究了我国开展小行星探测目标选择的技术方法和转移轨道设计方案，提出了一套完整的小行星探测任务目标选择与转移轨道方案设计方法．首先，针对小行星探测任务，讨论分析了具有较大科学探测价值目标星的选择问题；然后，针对探测目标的可接近性评价问题，提出了一种多次借力机制的可接近性评价方法，对探测目标进行筛选与评估，得到科学价值与工程可实现性兼备的目标星；根据探测任务发射时段等约束，基于Pork—chop图法确定出小行星探测任务的目标星；最后，根据探测目标的轨道特性，提出了一种基于等高线图法的借力天体选择方法，给出了2：1△V-EGA探测小行星的转移轨道方案．通过对该方案的分析，给出了一种多目标交会转移轨道设计与优化方法，将原方案扩展为中途可飞越两颗主带小行星的“一探三”任务方案，以增加探测任务的科学回报．     

嫦娥五号探测器地面试验验证技术

嫦娥五号探测器月球无人采样返回任务的复杂性和特殊性对探测器地面试验验证工作提出了很高的要求,试验需求覆盖大系统级、系统级、分系统级、组件级等多个层级,必须针对采样封装、月面起飞、月球轨道交会对接与样品转移、高速再入返回等关键过程进行地面试验验证,试验项目多,试验难度大.在分析了嫦娥五号探测器地面试验验证的特点、各层级试...     

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.     

载人登月自由返回轨道设计及特性分析

建立了满足载人登月任务约束的绕月自由返回轨道设计模型,将解析法和数值法有效结合起来,提出了一种从初步设计到高精度设计的串行轨道设计策略,仿真结果表明此方法具有求解精度高,计算速度快的特点．通过大量计算仿真,对自由返回轨道的可达月球轨道参数、返回参数、转移速度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．     

月面无人自动采样返回任务技术设计与实现

探月三期嫦娥五号任务是我国首次地外天体采样返回任务,研制目的是经过地月转移和环月飞行,在月面选定区域着陆,采集月球样品,经月面起飞、月球轨道交会对接与样品转移、月地转移和再入回收等过程,将月球样品安全送至地面.本文阐述了嫦娥五号的任务特点、概貌和研制过程,重点对探测器关键技术的突破情况和创新点进行了总结,并给出了在轨飞...     

一种环月交会对接航天器的自主导航方法

我国正在进行月球采样返回工程,月球轨道交会对接是采样返回任务中关键环节之一.本文提出了一种新交会过程中目标航天器和追踪航天器自主航方法.该方法综合利用成像敏感器、交会雷达和激光高度计测量信息,结合绝对轨道动力学模型,利用UKF滤波算法设计航滤波器,能够同时估算交会对接过程中追踪航天器和目标航天器绝对轨道参数.在月球阳照区,采用成像敏感器和交会雷达测量信息进行自主航;在月球阴区,则采用交会雷达和激光高度计测量信息进行自主航.通过理论分析和数学仿真,验证了所提出自主航方法有效性.本文所提出方法为月球轨道交会对接工程实现提供了理论参考.     

特征模型理论及其在火星气动捕获制导中的应用

火星探测是近年来世界范围内深空探测领域的持续热点.低成本空间运输是太空探索和开发的重要因素之一,气动力辅助变轨可降低航天飞行器的设计成本.气动捕获是气动力辅助变轨的一种方式,指的是利用行星大气产生的气动力,降低轨道能量,实现由双曲线轨道向目标环绕轨道的转移.气动捕获任务仅有一次实现的机会,可靠性要求非常高,因此对于气动捕获制导和控制的精度和鲁棒性提出了很高的要求,需要采用智能自主的制导方法.基于特征模型的制导方法具有强适应性、鲁棒性和自主性,有广泛的应用前景.本文对特征模型理论及其在火星气动捕获制导中应用的研究现状和进展进行了综述,并提出了有待解决的问题,为进一步开展相关研究提供了基础.     

月面采样机械臂遥操作仿真验证技术

利用机械臂对月面表层月壤进行表取采样,是进行月球原位探测的常用手段,然而受限于探测器和机械臂自身的自主化程度,采样操作过程需要在地面预先规划,经验证后形成指令序列上注至探测器控制机械臂操作.针对月面采样时间窗口紧、安全要求高、机械臂运动空间不规则的问题,本文提出了一种新的三维结构层次化表征模型和基于新表征模型的采样操作...     

美国火星探测器将如期飞往火星

美国宇航局日前表示 ,“哥伦比亚”号灾难不会影响其新的火星探测计划 ,两个新型火星探测器不久将如期飞往火星 ,主要使命是探测火星上是否有生命存在。美国宇航局的火星探测研究全部在位于洛杉矶附近的宇航局喷气推进实验室完成。实验室负责人说 ,实验室已经为即将展开的新一轮火星探测准备了 3年 ,总耗资为 8亿美元。将要飞往火星的机器人探测车目前已从喷气推进实验室启程 ,前往位于佛罗里达州的发射中心 ,预计在 5月底到 7月间由火箭发射升空。这两辆具有自动探测能力的火星车暂时被命名为“MER-A”和“MER -B” ,将于 2 0 0 4年 1…     

欧洲将与俄罗斯联手航天探索

欧洲航天局与俄罗斯政府前些日在巴黎签署了一项旨在加强航天领域合作的协议。根据这项协议 ,双方将共同进行长期太空探索计划 ,并联合发射“联盟”号火箭。协议是由欧洲航天局局长安东尼奥·罗多塔和俄罗斯外长伊戈尔·伊万诺夫共同签署的。欧洲航天局表示 ,这一协议的签署是去年 10月开始着手研究的“曙光”计划的一个具体体现。“曙光”计划为期 3 0年 ,第一步是向火星发射机器人自动探索器 ,随后将考虑进行载人发射 ,大约在 2 0 2 0年至2 0 2 5年间向月球发射载人飞船 ,在 2 0 2 5年至 2 0 3 0年间向火星发射载人飞船。至于“联盟”号火…     

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.     

液体运载火箭的一种迭代制导方法

针对液体运载火箭的基本特点和对迭代制导的要求，从火箭简化运动方程及其最优控制解出发，以火箭推力方向的3分量为控制变量，导出了一种迭代制导方法，并通过数字仿真证明了其有效性．     

美国登月火箭项目进展

研究美国登月火箭的项目管理有助于我国探月工程的规划。2004年美国公布重返月球计划。为实现这一目标,美国国家航空航天局决定以航天飞机推进系统为基础研制新型运载火箭。新火箭于2006年被命名为“战神”,包括“战神”-1乘员运载火箭和“战神”-5货物运载火箭两种型号。目前,“战神”-1火箭已完成系统需求评审,进入设计评审阶段。火箭第一级、上面级、上面级发动机以及电子设备的研制合同都已于2007年授出。预计2009年5月进行首次试验飞行,2015年3月进行首次载人飞行。而“战神”-5火箭还处于早期研究阶段。由于预算调整和航天项目的复杂性,“战神”火箭的研制已经有所拖延。虽然大型航天集团和国家航空航天局努力争取更多预算,但“战神”火箭未来的研制不排除进一步拖延的可能。     

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.     

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     

基于星历模的行星际halo轨道间转移会搜索

本文针对星历模型下星际三体系统动平衡点halo轨道间的转移机会搜索问题,提出了一种基于三体系统不变流形结构的二级搜索方法.该方法首先基于星历模型求解行星际halo轨道逃逸流形初始时刻与捕获流形末端时刻固定时,连接该不变流形的最优两脉冲转移问题,得到所给条件下星际halo轨道间的最优转移轨道.然后以逃逸流形初始时刻、捕获流形末端时刻为变量,以连接该不变流形的最优两脉冲转移所需的速度增量为目标函数,绘制等高线图研究解空间的全局特性,从而得到转移机会.最后分别以日一地与日一火系统及日一地与日一金系统为例,搜索其在2015-2017年的转移机会,研究结果验证了本文所提方法的有效性,同时也揭示出了行星际halo轨道间转移机会的类周期性.     

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.