2018年 第5卷 第3期
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2018, 5(3): 203-211,218.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.3.001
摘要:
脉冲星搜索是射电天文学中的重要前沿领域。随着现代搜索设备性能的不断提升，可以接收到更弱的信号，如何从海量信号中准确地识别出脉冲星疑似信号成为一个挑战。介绍了国内外关于脉冲星候选样本分类方法的发展历史和发展状态，归纳总结了发展过程中各个阶段的处理方法：人工识别方法和机器学习方法；最后对未来的发展趋势进行了分析。
脉冲星搜索是射电天文学中的重要前沿领域。随着现代搜索设备性能的不断提升，可以接收到更弱的信号，如何从海量信号中准确地识别出脉冲星疑似信号成为一个挑战。介绍了国内外关于脉冲星候选样本分类方法的发展历史和发展状态，归纳总结了发展过程中各个阶段的处理方法：人工识别方法和机器学习方法；最后对未来的发展趋势进行了分析。
2018, 5(3): 212-218.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.3.002
摘要:
太阳光较强，太阳多普勒差分导航测量精度高，但难以提供多方位速度信息。恒星星光弱，恒星多普勒差分导航测量精度低，但可提供多方位速度信息。为了提高航天器的天文自主导航能力，提出一种面向编队飞行的天文多普勒差分/脉冲星组合导航方法。利用3颗及以上的脉冲星导航是完全可观测的，但滤波周期较长，难以获得连续的导航信息。3种导航方法具有互补性，可以进行组合导航。利用扩展卡尔曼滤波器作为导航滤波器来融合天文多普勒差分和脉冲到达时间，并为编队飞行提供绝对和相对导航信息。仿真结果表明，该组合导航方法能为编队飞行提供高精度的绝对和相对导航信息。
太阳光较强，太阳多普勒差分导航测量精度高，但难以提供多方位速度信息。恒星星光弱，恒星多普勒差分导航测量精度低，但可提供多方位速度信息。为了提高航天器的天文自主导航能力，提出一种面向编队飞行的天文多普勒差分/脉冲星组合导航方法。利用3颗及以上的脉冲星导航是完全可观测的，但滤波周期较长，难以获得连续的导航信息。3种导航方法具有互补性，可以进行组合导航。利用扩展卡尔曼滤波器作为导航滤波器来融合天文多普勒差分和脉冲到达时间，并为编队飞行提供绝对和相对导航信息。仿真结果表明，该组合导航方法能为编队飞行提供高精度的绝对和相对导航信息。
2018, 5(3): 219-225.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.3.003
摘要:
综述了脉冲星X射线数据处理的基本方法和流程，对航天器观测到的X射线数据基本格式、原始数据处理、时间分析、谱分析等内容进行了概括性描述，并以美国航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的X射线探测任务NuSTAR（The Nuclear Spectroscopic Telescope Array）和NICER（Neutron Star Interior Composition Explorer）为例，进行了数据处理的举例，得到了初步的处理结果，可为脉冲星导航和脉冲星天文研究提供参考。
综述了脉冲星X射线数据处理的基本方法和流程，对航天器观测到的X射线数据基本格式、原始数据处理、时间分析、谱分析等内容进行了概括性描述，并以美国航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的X射线探测任务NuSTAR（The Nuclear Spectroscopic Telescope Array）和NICER（Neutron Star Interior Composition Explorer）为例，进行了数据处理的举例，得到了初步的处理结果，可为脉冲星导航和脉冲星天文研究提供参考。
2018, 5(3): 226-234.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.3.004
摘要:
为了验证X射线脉冲星导航算法在星载计算机环境下的实时性和适用性，设计了基于FPGA + DSP架构的X射线脉冲星导航原理样机，导航原理样机中的FPGA用于系统的逻辑控制以及光子数据的存储；DSP则用于将接收到的光子数据进行转换、脉冲折叠、脉冲数据互相关处理、数据插值以及最小二乘滤波等算法。最后搭建了X射线脉冲星导航地面半物理仿真系统，系统以光子到达时间残差作为观测量，结合卫星轨道动力学模型，基于滤波算法实现航天器的导航定位。仿真结果表明，导航位置误差优于10 km，速度误差优于1 km/s。
为了验证X射线脉冲星导航算法在星载计算机环境下的实时性和适用性，设计了基于FPGA + DSP架构的X射线脉冲星导航原理样机，导航原理样机中的FPGA用于系统的逻辑控制以及光子数据的存储；DSP则用于将接收到的光子数据进行转换、脉冲折叠、脉冲数据互相关处理、数据插值以及最小二乘滤波等算法。最后搭建了X射线脉冲星导航地面半物理仿真系统，系统以光子到达时间残差作为观测量，结合卫星轨道动力学模型，基于滤波算法实现航天器的导航定位。仿真结果表明，导航位置误差优于10 km，速度误差优于1 km/s。
2018, 5(3): 235-240.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.3.005
摘要:
X射线脉冲星导航是基于X射线脉冲星观测，经过信号处理得到脉冲到达时刻序列，进而分析该时间序列提供导航相关信息的技术。为了分析脉冲星导航的可行性和依赖条件，从概念上描述了脉冲星的观测模型，并比较了射电脉冲星观测和X射线脉冲星观测数据处理过程；进而从天体测量的角度论述了脉冲星导航可行性的相关问题，主要包含观测量的获取、整周模糊度和应用范围3个问题。经分析可知：观测量的获取与观测者的速度有关，该速度可通过最大化观测轮廓法确定；对于深空和超深空导航，整周模糊度是首先需要解决的问题，脉冲星的位置精度也是需要考虑的因素。理论上X射线脉冲星导航可以应用于近地和深空探测。
X射线脉冲星导航是基于X射线脉冲星观测，经过信号处理得到脉冲到达时刻序列，进而分析该时间序列提供导航相关信息的技术。为了分析脉冲星导航的可行性和依赖条件，从概念上描述了脉冲星的观测模型，并比较了射电脉冲星观测和X射线脉冲星观测数据处理过程；进而从天体测量的角度论述了脉冲星导航可行性的相关问题，主要包含观测量的获取、整周模糊度和应用范围3个问题。经分析可知：观测量的获取与观测者的速度有关，该速度可通过最大化观测轮廓法确定；对于深空和超深空导航，整周模糊度是首先需要解决的问题，脉冲星的位置精度也是需要考虑的因素。理论上X射线脉冲星导航可以应用于近地和深空探测。
2018, 5(3): 241-245,261.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.3.006
摘要:
脉冲星导航试验卫星（X-ray Pulsar-based Navigation-1，XPNAV-1）的第一批观测数据公开发布，利用国际天文协会（International Astronomical Union，IAU）的标准基本天文程序库和喷气推进实验室（Jet Propulsion Laboratory，JPL）星历对数据进行处理，得到了35个光子到达太阳系质心时间序列的文件。基于历元折叠和已知的星历参数得到了35个脉冲积分轮廓，使用核回归法对轮廓进行了降噪处理，并分析了历元折叠时bin数对计时残差的影响。结果表明，观测数据有效，能够得到较好的脉冲积分轮廓，实现了对Crab星的观测，核回归算法有效改善了bin数对计时残差的影响，拟合前计时残差均方根约40 us。
脉冲星导航试验卫星（X-ray Pulsar-based Navigation-1，XPNAV-1）的第一批观测数据公开发布，利用国际天文协会（International Astronomical Union，IAU）的标准基本天文程序库和喷气推进实验室（Jet Propulsion Laboratory，JPL）星历对数据进行处理，得到了35个光子到达太阳系质心时间序列的文件。基于历元折叠和已知的星历参数得到了35个脉冲积分轮廓，使用核回归法对轮廓进行了降噪处理，并分析了历元折叠时bin数对计时残差的影响。结果表明，观测数据有效，能够得到较好的脉冲积分轮廓，实现了对Crab星的观测，核回归算法有效改善了bin数对计时残差的影响，拟合前计时残差均方根约40 us。
2018, 5(3): 246-261.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.3.007
摘要:
小天体是人类了解太阳系起源演变的重要载体，承载着丰富的科学信息。同时小天体含有丰富的贵金属及稀有元素，具有巨大的利用价值，对小天体进行采样探测具有重要的科学与工程意义。通过调研小天体表面特性以及国外小天体采样技术研究现状与成果，总结了小天体环境对采样探测的特殊要求，归纳了小天体表面采样探测具有低反作用力、轻量化、小型化、低能耗化，需适应附着与接触探测模式等特点，提出了对小天体采样探测的技术需求，为小天体采样探测技术深入研究提供支撑。
小天体是人类了解太阳系起源演变的重要载体，承载着丰富的科学信息。同时小天体含有丰富的贵金属及稀有元素，具有巨大的利用价值，对小天体进行采样探测具有重要的科学与工程意义。通过调研小天体表面特性以及国外小天体采样技术研究现状与成果，总结了小天体环境对采样探测的特殊要求，归纳了小天体表面采样探测具有低反作用力、轻量化、小型化、低能耗化，需适应附着与接触探测模式等特点，提出了对小天体采样探测的技术需求，为小天体采样探测技术深入研究提供支撑。
2018, 5(3): 262-268.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.6.008
摘要:
基于传统的CSP算法不能充分体现规划过程的特点，讨论了如何将规划中的动作关系映射到CSP结构中，并据此提出了一种以动作为中心的启发式变量选择策略；分析验证了该方法能够显著降低传统CSP变量搜索策略的时间复杂度，同时对于约束编码的规划问题具有一般适用性。仿真实验表明，本文提出的方法减少了约束处理中的冗余操作，有效提高了问题的求解效率，为工程应用奠定了基础。
基于传统的CSP算法不能充分体现规划过程的特点，讨论了如何将规划中的动作关系映射到CSP结构中，并据此提出了一种以动作为中心的启发式变量选择策略；分析验证了该方法能够显著降低传统CSP变量搜索策略的时间复杂度，同时对于约束编码的规划问题具有一般适用性。仿真实验表明，本文提出的方法减少了约束处理中的冗余操作，有效提高了问题的求解效率，为工程应用奠定了基础。
2018, 5(3): 269-275.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.6.009
摘要:
火星上升器的设计与其轨迹设计紧密相关，而现有方法大都将MAV（Mars Ascent Vehicle）的分级优化和轨迹优化解耦计算，其计算效率低且鲁棒性较差。提出了一种基于高斯伪谱法的两级MAV分级与轨迹耦合多阶段优化算法，它以MAV的发射总质量最小为目标函数，并考虑了MAV设计约束、MAV的质量模型约束、轨迹的路径约束和控制约束等限制条件。利用该方法可以同时求得发射总质量最小的两级MAV分级参数和一条燃耗最优的上升轨迹，解决了由于不合理的两级MAV分级设计导致的轨迹优化算法无法收敛的问题。数值仿真结果表明该方法具有较快的收敛速度，且对初值选取的敏感度较小、具有较强的鲁棒性。
火星上升器的设计与其轨迹设计紧密相关，而现有方法大都将MAV（Mars Ascent Vehicle）的分级优化和轨迹优化解耦计算，其计算效率低且鲁棒性较差。提出了一种基于高斯伪谱法的两级MAV分级与轨迹耦合多阶段优化算法，它以MAV的发射总质量最小为目标函数，并考虑了MAV设计约束、MAV的质量模型约束、轨迹的路径约束和控制约束等限制条件。利用该方法可以同时求得发射总质量最小的两级MAV分级参数和一条燃耗最优的上升轨迹，解决了由于不合理的两级MAV分级设计导致的轨迹优化算法无法收敛的问题。数值仿真结果表明该方法具有较快的收敛速度，且对初值选取的敏感度较小、具有较强的鲁棒性。
2018, 5(3): 276-280.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.3.010
摘要:
双小行星系统探测具有重要的科学意义，受其复杂动力学环境影响，探测任务极具挑战。利用球谐函数法对双星系统进行引力场建模，求解双星系统平动点，并选取其内部共线平动点L1点作为双星系统悬停探测目标位置。采用航天探测实际任务中常用的脉冲推力式发动机，设计了一种原理简单、便于工程实现的常值切换bang-bang控制器。以69230 Hermes双星系统为例，将Hermes近似为双椭球系统，仿真分析航天器在Hermes双星系统L1点悬停飞行的控制效果，验证所提控制策略有效性。
双小行星系统探测具有重要的科学意义，受其复杂动力学环境影响，探测任务极具挑战。利用球谐函数法对双星系统进行引力场建模，求解双星系统平动点，并选取其内部共线平动点L1点作为双星系统悬停探测目标位置。采用航天探测实际任务中常用的脉冲推力式发动机，设计了一种原理简单、便于工程实现的常值切换bang-bang控制器。以69230 Hermes双星系统为例，将Hermes近似为双椭球系统，仿真分析航天器在Hermes双星系统L1点悬停飞行的控制效果，验证所提控制策略有效性。
2018, 5(3): 281-285,298.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.6.011
摘要:
可靠、安全地实现月面软着陆及月面起飞是完成月面探测任务的基本条件，也是探测器研制的一项关键技术，需要开展地面验证试验。地面环境与月面有较大的差异，探测器在地面的工作特性也与实际过程不尽相同，地面试验的设计及实施有较大的难度。分析了探测器月面着陆起飞的设计要点和地面试验的关键因素，指出了当前试验技术存在的缺陷，在此基础上提出了一种利用探测器自身动力实现月面着陆和起飞的验证方案，通过动力学仿真验证了试验实施的可行性，并对方案的拓展应用价值进行了展望，相关内容可为后续我国月球及其他行星表面探测器的研制提供借鉴。
可靠、安全地实现月面软着陆及月面起飞是完成月面探测任务的基本条件，也是探测器研制的一项关键技术，需要开展地面验证试验。地面环境与月面有较大的差异，探测器在地面的工作特性也与实际过程不尽相同，地面试验的设计及实施有较大的难度。分析了探测器月面着陆起飞的设计要点和地面试验的关键因素，指出了当前试验技术存在的缺陷，在此基础上提出了一种利用探测器自身动力实现月面着陆和起飞的验证方案，通过动力学仿真验证了试验实施的可行性，并对方案的拓展应用价值进行了展望，相关内容可为后续我国月球及其他行星表面探测器的研制提供借鉴。
2018, 5(3): 286-291.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.6.012
摘要:
介绍了粉末材料介电常数变温测试系统，测试温度可达200 ℃。测试系统以传输/反射法为理论基础。测试系统有两个关键的部分，一是利用去嵌入技术去除转接头和垫片的影响；二是温度控制系统，该系统包括被测件的设计，隔热和温度分布情况等。利用该系统，对不同温度下模拟月壤的介电常数进行了测量，在不同温度下，模拟月壤LLB-07和月壤JSC-1A的介电常数非常接近，模拟月壤的介电常数及损耗正切随着温度的升高而增加。利用本文的测试系统能够实现粉末材料的变温介电常数测试。
介绍了粉末材料介电常数变温测试系统，测试温度可达200 ℃。测试系统以传输/反射法为理论基础。测试系统有两个关键的部分，一是利用去嵌入技术去除转接头和垫片的影响；二是温度控制系统，该系统包括被测件的设计，隔热和温度分布情况等。利用该系统，对不同温度下模拟月壤的介电常数进行了测量，在不同温度下，模拟月壤LLB-07和月壤JSC-1A的介电常数非常接近，模拟月壤的介电常数及损耗正切随着温度的升高而增加。利用本文的测试系统能够实现粉末材料的变温介电常数测试。
2018, 5(3): 292-298.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2018.6.013
摘要:
低温推进剂由于其比冲高、无毒无污染，被认为是进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂，也是未来人类月球探测、火星探测以及更远距离深空探测的首选推进剂。热力学排气技术是解决低温推进剂长期在轨应用蒸发量控制问题的一项关键技术。针对应用于低温贮箱的热力学排气系统（TVS）搭建了地面原理实验平台，采用制冷剂R123为工质，开展了增压、混合喷射降压以及节流制冷3种不同工作模式下的实验研究，分析了不同阶段箱体压力及内部流体问题变化情况，实验验证了热力学排气系统的压力控制效果，与直接排气相比，热力学排气可节省41%的排气损失，该结果可为低温推进剂在轨贮存热力学排气技术的发展提供借鉴和参考。
低温推进剂由于其比冲高、无毒无污染，被认为是进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂，也是未来人类月球探测、火星探测以及更远距离深空探测的首选推进剂。热力学排气技术是解决低温推进剂长期在轨应用蒸发量控制问题的一项关键技术。针对应用于低温贮箱的热力学排气系统（TVS）搭建了地面原理实验平台，采用制冷剂R123为工质，开展了增压、混合喷射降压以及节流制冷3种不同工作模式下的实验研究，分析了不同阶段箱体压力及内部流体问题变化情况，实验验证了热力学排气系统的压力控制效果，与直接排气相比，热力学排气可节省41%的排气损失，该结果可为低温推进剂在轨贮存热力学排气技术的发展提供借鉴和参考。
