2016年 第3卷 第3期
2016, 3(3): 197-203.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.001
摘要:
行星表面具有科学研究价值的区域往往地形复杂，对着陆的安全性提出了很高的要求。如何选择既满足工程约束又具有很好科学价值的着陆点，在提高任务可靠性的同时获得最优的科学回报，成为未来行星着陆任务需要解决的首要问题之一。回顾了以往地外天体着陆任务的着陆点分布情况，总结归纳了着陆点选取过程中需要考虑的因素，分析了当前的研究现状并给出一般选取流程，最后针对我国未来深空探测任务着陆点选择问题提出了一些思考与建议。
行星表面具有科学研究价值的区域往往地形复杂，对着陆的安全性提出了很高的要求。如何选择既满足工程约束又具有很好科学价值的着陆点，在提高任务可靠性的同时获得最优的科学回报，成为未来行星着陆任务需要解决的首要问题之一。回顾了以往地外天体着陆任务的着陆点分布情况，总结归纳了着陆点选取过程中需要考虑的因素，分析了当前的研究现状并给出一般选取流程，最后针对我国未来深空探测任务着陆点选择问题提出了一些思考与建议。
2016, 3(3): 204-213.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.002
摘要:
导航作为航天器核心技术之一，是确保航天任务成败的关键。天文导航以其连续性好、自主性强、实时性优、导航精度高等优点，逐渐成为航天器导航的有效手段。基于国内外天文导航理论及应用的现状，结合近地卫星、深空探测任务特点，探讨了天文导航在航天工程应用中的理论问题与技术问题，如导航目标源观测量精确建模问题、高精度感知与检测问题等，并对新型天文导航技术进行了展望，指出了未来天文导航理论与技术的发展方向，为解决航天工程中的连续自主、实时高精度导航问题提供了有效途径，为学术与工程界进一步深入开展航天器天文导航理论与技术研究提供参考。
导航作为航天器核心技术之一，是确保航天任务成败的关键。天文导航以其连续性好、自主性强、实时性优、导航精度高等优点，逐渐成为航天器导航的有效手段。基于国内外天文导航理论及应用的现状，结合近地卫星、深空探测任务特点，探讨了天文导航在航天工程应用中的理论问题与技术问题，如导航目标源观测量精确建模问题、高精度感知与检测问题等，并对新型天文导航技术进行了展望，指出了未来天文导航理论与技术的发展方向，为解决航天工程中的连续自主、实时高精度导航问题提供了有效途径，为学术与工程界进一步深入开展航天器天文导航理论与技术研究提供参考。
2016, 3(3): 214-218.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.003
摘要:
对于火星探测巡航段的自主导航问题，提出了一种基于太阳及行星观测的自主导航方法。在巡航段初期及后期，根据探测器在太阳系中的位置关系，分别选择太阳、地球及太阳、火星作为观测目标，采用星载太阳敏感器和光学相机测量导航天体实现矢量，建立观测方程。利用非线性扩展卡尔曼滤波，分别建立两种观测方案对应的导航算法。仿真结果表明巡航段导航定位精度优于100 km，定速精度1 m/s。该方法实现简单，系统资源要求不高，对未来火星探测具有一定的工程参考价值。
对于火星探测巡航段的自主导航问题，提出了一种基于太阳及行星观测的自主导航方法。在巡航段初期及后期，根据探测器在太阳系中的位置关系，分别选择太阳、地球及太阳、火星作为观测目标，采用星载太阳敏感器和光学相机测量导航天体实现矢量，建立观测方程。利用非线性扩展卡尔曼滤波，分别建立两种观测方案对应的导航算法。仿真结果表明巡航段导航定位精度优于100 km，定速精度1 m/s。该方法实现简单，系统资源要求不高，对未来火星探测具有一定的工程参考价值。
2016, 3(3): 219-224.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.004
摘要:
提出了一种基于天体光谱红移测速和利用星光敏感器测角的测速测角组合导航新方法。该方法与现在的深空探测器导航方法相比，优势明显：一是无需太复杂的轨道动力学模型，简单易行。二是不需要依赖地面的无线电信息，无时延。最重要的是消除了测角导航方法引入的微分误差和测速导航方法引入的积分误差，可以实现精确天文自主导航，满足深空导航连续自主、实时高精度的基础要求。针对该导航方法，首先完成了轨道动力学模型和量测模型的建立工作，然后根据模型的非线性特点，分别采用扩展卡尔曼滤波算法完成了对该组合自主导航方法的研究。最后，对该方法进行仿真验证，通过对仿真结果的分析可以发现，测速测角组合自主导航方法满足巡航段的导航精度指标要求。
提出了一种基于天体光谱红移测速和利用星光敏感器测角的测速测角组合导航新方法。该方法与现在的深空探测器导航方法相比，优势明显：一是无需太复杂的轨道动力学模型，简单易行。二是不需要依赖地面的无线电信息，无时延。最重要的是消除了测角导航方法引入的微分误差和测速导航方法引入的积分误差，可以实现精确天文自主导航，满足深空导航连续自主、实时高精度的基础要求。针对该导航方法，首先完成了轨道动力学模型和量测模型的建立工作，然后根据模型的非线性特点，分别采用扩展卡尔曼滤波算法完成了对该组合自主导航方法的研究。最后，对该方法进行仿真验证，通过对仿真结果的分析可以发现，测速测角组合自主导航方法满足巡航段的导航精度指标要求。
2016, 3(3): 225-227,245.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.005
摘要:
深空天文测速导航方法以空间中的某颗恒星为目标，利用航天器自身携带的光谱仪测量相对于恒星的移动速度来实时调整自行速度和路线。太阳是主要的测速导航源之一，利用目前运行的空间卫星的光谱观测资料，分析和研究了太阳相对于卫星的视线速度和速度误差变化情况，为本项目中自主导航光谱提供实测证据。选取了太阳表面5个位置的光谱观测，持续时间在一个小时左右，通过高斯谱线轮廓拟合观测数据，得到了太阳表面5个位置的亮度变化、谱线宽度和速度，其中主要参数速度平均值大约在10 km/s，和速度变化在3 km/s。这是由太阳表面存在大量的微观尺度上的物质运动所导致的。
深空天文测速导航方法以空间中的某颗恒星为目标，利用航天器自身携带的光谱仪测量相对于恒星的移动速度来实时调整自行速度和路线。太阳是主要的测速导航源之一，利用目前运行的空间卫星的光谱观测资料，分析和研究了太阳相对于卫星的视线速度和速度误差变化情况，为本项目中自主导航光谱提供实测证据。选取了太阳表面5个位置的光谱观测，持续时间在一个小时左右，通过高斯谱线轮廓拟合观测数据，得到了太阳表面5个位置的亮度变化、谱线宽度和速度，其中主要参数速度平均值大约在10 km/s，和速度变化在3 km/s。这是由太阳表面存在大量的微观尺度上的物质运动所导致的。
2016, 3(3): 228-236.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.006
摘要:
光学导航敏感器是光学自主导航的一个核心器件，它所获得的导航目标源的光线指向的精度将直接影响自主导航的精度。设计了一个分步式的光学导航敏感器在轨几何定标方法，该方法先求解外定标参数，然后在外定标所确定的广义相机坐标系下求解内定标参数，从而完成对内外定标参数的标定。为了在星上计算资源与能力有限的环境下，利用更多的参考星图实现对定标参数的高精度估计，利用逐行法化最小二乘方法估计定标参数。实验表明，通过高精度的在轨几何定标，可以有效提高光学导航敏感器的指向量测精度，使其满足光学自主导航的需求。
光学导航敏感器是光学自主导航的一个核心器件，它所获得的导航目标源的光线指向的精度将直接影响自主导航的精度。设计了一个分步式的光学导航敏感器在轨几何定标方法，该方法先求解外定标参数，然后在外定标所确定的广义相机坐标系下求解内定标参数，从而完成对内外定标参数的标定。为了在星上计算资源与能力有限的环境下，利用更多的参考星图实现对定标参数的高精度估计，利用逐行法化最小二乘方法估计定标参数。实验表明，通过高精度的在轨几何定标，可以有效提高光学导航敏感器的指向量测精度，使其满足光学自主导航的需求。
2016, 3(3): 237-245.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.007
摘要:
天文导航是一种广泛应用于深空探测任务中的节能、高效的导航方式。基于轨道动力学模型和星光角距的卡尔曼滤波方法已经被成功应用在天文导航系统中。在捕获段由于探测器所处动力学环境复杂，未建模的加速度误差，星历误差等都会造成过程噪声统计特性不完全。针对以上问题，提出一种根据新息和残差序列的变化趋势来调节过程噪声协方差阵的自适应平方根容积卡尔曼的方法（AQSCKF）。该方法先分别利用新息和残差计算调节因子，然后判断新息和残差的变化趋势，当新息和残差的变化趋势一致时，取二者调节因子的均值作为过程噪声方差阵的调节因子，对其进行调节。此外，本文还将该方法与传统的只利用新息或残差在线调节协方差阵的平方根容积卡尔曼滤波（SCKF）方法进行对比，仿真结果表明，在解决由于过程噪声统计特性不能完全已知的问题上，AQSCKF算法不仅能显著提高导航精度，并且具有很好的稳定性。
天文导航是一种广泛应用于深空探测任务中的节能、高效的导航方式。基于轨道动力学模型和星光角距的卡尔曼滤波方法已经被成功应用在天文导航系统中。在捕获段由于探测器所处动力学环境复杂，未建模的加速度误差，星历误差等都会造成过程噪声统计特性不完全。针对以上问题，提出一种根据新息和残差序列的变化趋势来调节过程噪声协方差阵的自适应平方根容积卡尔曼的方法（AQSCKF）。该方法先分别利用新息和残差计算调节因子，然后判断新息和残差的变化趋势，当新息和残差的变化趋势一致时，取二者调节因子的均值作为过程噪声方差阵的调节因子，对其进行调节。此外，本文还将该方法与传统的只利用新息或残差在线调节协方差阵的平方根容积卡尔曼滤波（SCKF）方法进行对比，仿真结果表明，在解决由于过程噪声统计特性不能完全已知的问题上，AQSCKF算法不仅能显著提高导航精度，并且具有很好的稳定性。
2016, 3(3): 246-252.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.008
摘要:
针对深空天文自主导航系统性能的评估，提出采用效用函数模型进行评估。这里以MATLAB为仿真平台，以深空探测为仿真背景、地火转移轨道为模型，采用天文测角自主导航，尝试提出一种有效的评估方法，同时将几种常见的粒子滤波算法应用于此模型中，通过数值和图形界面的形式显示不同滤波算法对导航性能的效用，结果表明该评估方法可有效反映和评估不同滤波算法的性能。
2016, 3(3): 253-261.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.009
摘要:
月球探测器的发射是一个多体问题，也是严格的轨道交会问题。发射轨道方案从理论上有很多种形式，但在工程应用中，受到火箭能力、发射场和测控条件等多种因素制约，方案选择限制非常严格。利用现有火箭，采用有限推力从停泊轨道转移发射是最常用的一种发射方式。本文以某典型火箭为例，对采用有限推力变轨方案的奔月轨道设计流程、发射方案、轨道设计方法、精度分析、发射窗口设计进行了详细分析和研究。
月球探测器的发射是一个多体问题，也是严格的轨道交会问题。发射轨道方案从理论上有很多种形式，但在工程应用中，受到火箭能力、发射场和测控条件等多种因素制约，方案选择限制非常严格。利用现有火箭，采用有限推力从停泊轨道转移发射是最常用的一种发射方式。本文以某典型火箭为例，对采用有限推力变轨方案的奔月轨道设计流程、发射方案、轨道设计方法、精度分析、发射窗口设计进行了详细分析和研究。
2016, 3(3): 262-267.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.010
摘要:
基于着陆冲击动力学实现载人登月舱月面着陆缓冲装置的方案设计，并分别开展机构运动分析、振动响应分析和着陆冲击特性分析，对着陆缓冲装置进行了全面的仿真分析计算。在此基础上研制了全尺寸载人登月舱月面着陆缓冲装置原理样机，并结合分析优化结果进行了试验验证。该研究为研制大收拢比、大尺寸、大载重、低过载的载人登月舱月面着陆缓冲装置奠定了技术基础。
基于着陆冲击动力学实现载人登月舱月面着陆缓冲装置的方案设计，并分别开展机构运动分析、振动响应分析和着陆冲击特性分析，对着陆缓冲装置进行了全面的仿真分析计算。在此基础上研制了全尺寸载人登月舱月面着陆缓冲装置原理样机，并结合分析优化结果进行了试验验证。该研究为研制大收拢比、大尺寸、大载重、低过载的载人登月舱月面着陆缓冲装置奠定了技术基础。
2016, 3(3): 268-274.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.011
摘要:
随着深空探测器技术的不断发展，深空探测器设计逐渐转向模块化和标准化。串联结构是模块化深空探测器常见并较为合理的结构形式，而如何将运载对探测器整体模态频率的指标要求合理转化为对探测器各个模块结构的设计要求是当前工作中的一项挑战。根据子结构综合模态法并基于固定边界法和悬臂梁理论，提出了探测器子结构模块动力学模态指标的分配方法。采用3种子结构模块极限处理方法，用全解析方式推导了子结构模块的基频表达式，并分析了子结构模块的动力学特性与探测器整体结构动力学特性之间的关系。提出的子结构模块的动力学指标分解方法操作简单，精度较高，可为串联式模块化深空探测器的设计提供关键性的指导。
随着深空探测器技术的不断发展，深空探测器设计逐渐转向模块化和标准化。串联结构是模块化深空探测器常见并较为合理的结构形式，而如何将运载对探测器整体模态频率的指标要求合理转化为对探测器各个模块结构的设计要求是当前工作中的一项挑战。根据子结构综合模态法并基于固定边界法和悬臂梁理论，提出了探测器子结构模块动力学模态指标的分配方法。采用3种子结构模块极限处理方法，用全解析方式推导了子结构模块的基频表达式，并分析了子结构模块的动力学特性与探测器整体结构动力学特性之间的关系。提出的子结构模块的动力学指标分解方法操作简单，精度较高，可为串联式模块化深空探测器的设计提供关键性的指导。
2016, 3(3): 275-281.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.012
摘要:
针对火星车工作任务环境，借鉴国外成功研究经验，给出了火星车自主导航敏感器配置，研究可在实际工程中应用的火星车自主导航与路径规划技术，包括DEM图构建与障碍物检测、全局路径规划、基于立体视觉相机的视觉里程计、多传感器融合位姿确定以及局部路径规划技术，并搭建了实验系统，在实验室内进行了仿真验证。相关研究结果可为我国后续开展火星车自主导航系统研究提供一定的基础。
针对火星车工作任务环境，借鉴国外成功研究经验，给出了火星车自主导航敏感器配置，研究可在实际工程中应用的火星车自主导航与路径规划技术，包括DEM图构建与障碍物检测、全局路径规划、基于立体视觉相机的视觉里程计、多传感器融合位姿确定以及局部路径规划技术，并搭建了实验系统，在实验室内进行了仿真验证。相关研究结果可为我国后续开展火星车自主导航系统研究提供一定的基础。
2016, 3(3): 282-287.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.013
摘要:
以太阳帆深空探测为引子，对以在轨3D打印及装配技术为基础的在轨制造技术的必要性和可行性进行分析，分别阐述了在轨3D打印技术的技术优势、技术可行性以及在轨装配的最新研究进展，并重点研究了美国NASA资助的“蜘蛛制造”在轨制造技术，此项研究成功地将在轨3D打印和空间自主装配有机结合起来，有望突破目前空间可展开机构无法达到万米量级的技术局限性，为中国深空探测的发展提供了一种可供选择的发展思路。
以太阳帆深空探测为引子，对以在轨3D打印及装配技术为基础的在轨制造技术的必要性和可行性进行分析，分别阐述了在轨3D打印技术的技术优势、技术可行性以及在轨装配的最新研究进展，并重点研究了美国NASA资助的“蜘蛛制造”在轨制造技术，此项研究成功地将在轨3D打印和空间自主装配有机结合起来，有望突破目前空间可展开机构无法达到万米量级的技术局限性，为中国深空探测的发展提供了一种可供选择的发展思路。
2016, 3(3): 288-292.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.03.014
摘要:
针对深空探测同位素电源的发展需求，设计了一套基于热管散热平台的热光伏系统，采用分离型热管实现了热光伏系统的热控要求，并实验验证了热光伏系统的热电转换性能。研究了加热功率、充液量对热管启动特性、壁面温度的影响，分析了辐射器温度、电池温度对系统电输出特性的影响，并对系统的转换效率进行了评估，结果表明：采用热管散热器可有效将半导体电池温度控制于25℃以下，在辐射器温度为1 173℃时，系统热电转换效率达到12.1%。
针对深空探测同位素电源的发展需求，设计了一套基于热管散热平台的热光伏系统，采用分离型热管实现了热光伏系统的热控要求，并实验验证了热光伏系统的热电转换性能。研究了加热功率、充液量对热管启动特性、壁面温度的影响，分析了辐射器温度、电池温度对系统电输出特性的影响，并对系统的转换效率进行了评估，结果表明：采用热管散热器可有效将半导体电池温度控制于25℃以下，在辐射器温度为1 173℃时，系统热电转换效率达到12.1%。
