2016年 第3卷 第1期
2016, 3(1): 3-9.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.001
摘要:
从1958年启动月球探测活动至今,经过几十年的发展,人类在深空探测领域取得重大成果。本文首先介绍地内行星、地外行星与登陆探测等领域探测器用太阳电池阵技术的应用情况,同时结合地内行星探测、地外行星探测与登陆探测任务所面临的不同空间环境特点对航天器太阳电池阵进行关键技术分析,梳理深空探测任务对太阳电池阵不同的技术需求及其所需解决的关键问题,从中得出未来深空探测太阳电池阵技术的趋势是将向更高效率太阳电池阵、环境自适应技术、高重量比功率、高体积比功率的方向发展。
从1958年启动月球探测活动至今,经过几十年的发展,人类在深空探测领域取得重大成果。本文首先介绍地内行星、地外行星与登陆探测等领域探测器用太阳电池阵技术的应用情况,同时结合地内行星探测、地外行星探测与登陆探测任务所面临的不同空间环境特点对航天器太阳电池阵进行关键技术分析,梳理深空探测任务对太阳电池阵不同的技术需求及其所需解决的关键问题,从中得出未来深空探测太阳电池阵技术的趋势是将向更高效率太阳电池阵、环境自适应技术、高重量比功率、高体积比功率的方向发展。
2016, 3(1): 10-17.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.002
摘要:
近地小行星与地球碰撞虽然罕见但可能会造成灾难性后果。近年来,各国加强了对近地小行星的监控、跟踪力度,并且实施了几次卓有成效的探测任务,如何防御近地小行星威胁的研究越来越多。总结了目前近地小行星的主要观测监视设施和现状,讨论了国际上对小行星威胁的评估情况,分析和评估了目前提出的防御手段的研究现状及其可行性。
近地小行星与地球碰撞虽然罕见但可能会造成灾难性后果。近年来,各国加强了对近地小行星的监控、跟踪力度,并且实施了几次卓有成效的探测任务,如何防御近地小行星威胁的研究越来越多。总结了目前近地小行星的主要观测监视设施和现状,讨论了国际上对小行星威胁的评估情况,分析和评估了目前提出的防御手段的研究现状及其可行性。
2016, 3(1): 18-28.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.003
摘要:
对于停留在日地系统L2的“嫦娥2号”探测器,其后续飞行方案有多个选项,例如主动撞月或重返月球轨道、返回地球轨道或再入大气、飞往地月系统L1/L2或日地系统L1、进入深空飞越近地小行星(最终,“嫦娥2号”于2012年12月13日成功地实现了对Toutatis小行星的近距离飞越)。探讨上述的飞行方案需要对飞行轨道进行初步设计,总的速度脉冲限制在100 m/s以内并且需要考虑探测器同时受到太阳、地球、月球的引力作用。本研究设计了探测器从日地系统L2出发借力月球实现Toutatis小行星飞越的飞行方案,与直接飞越方案相比,借力月球可以进一步节省探测器的燃料消耗,其等效速度脉冲设计值为58.47 m/s。
对于停留在日地系统L2的“嫦娥2号”探测器,其后续飞行方案有多个选项,例如主动撞月或重返月球轨道、返回地球轨道或再入大气、飞往地月系统L1/L2或日地系统L1、进入深空飞越近地小行星(最终,“嫦娥2号”于2012年12月13日成功地实现了对Toutatis小行星的近距离飞越)。探讨上述的飞行方案需要对飞行轨道进行初步设计,总的速度脉冲限制在100 m/s以内并且需要考虑探测器同时受到太阳、地球、月球的引力作用。本研究设计了探测器从日地系统L2出发借力月球实现Toutatis小行星飞越的飞行方案,与直接飞越方案相比,借力月球可以进一步节省探测器的燃料消耗,其等效速度脉冲设计值为58.47 m/s。
2016, 3(1): 29-33.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.004
摘要:
选取具有典型不规则外形的细长形小天体作为研究对象,应用偶极子模型近似其外部引力场分布。针对其引力场内的质点动力学,研究一类特殊的动力学行为--广义甩摆轨道。与传统引力甩摆轨道不同,该类轨道能够在很短的时间内将质点从环绕轨道改变至逃逸轨道,或将逃逸轨道上的质点捕获至小天体引力场内。从轨道能量的变化入手,分析该类轨道的成因并给出仿真算例。
选取具有典型不规则外形的细长形小天体作为研究对象,应用偶极子模型近似其外部引力场分布。针对其引力场内的质点动力学,研究一类特殊的动力学行为--广义甩摆轨道。与传统引力甩摆轨道不同,该类轨道能够在很短的时间内将质点从环绕轨道改变至逃逸轨道,或将逃逸轨道上的质点捕获至小天体引力场内。从轨道能量的变化入手,分析该类轨道的成因并给出仿真算例。
2016, 3(1): 34-40.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.005
摘要:
从力学的角度出发,如何准确地建立小行星附近的引力场模型是小行星研究中最为基础、最为关键的部分。提出一种基于多面体模型的模拟小行星附近引力场的方法。该方法的准确性一方面取决于多面体模型的精细程度,即模型分辨率,另一方面取决于勒让德级数的截断误差。选取均质小行星模型,求取其引力场并与使用原有多面体方法求得的引力场进行对比,以此验证本方法的可行性。通过对形状参数相同的均质、非均质多面体模型附近的引力场进行对比来说明非均质小行星引力场建模的重要意义。
从力学的角度出发,如何准确地建立小行星附近的引力场模型是小行星研究中最为基础、最为关键的部分。提出一种基于多面体模型的模拟小行星附近引力场的方法。该方法的准确性一方面取决于多面体模型的精细程度,即模型分辨率,另一方面取决于勒让德级数的截断误差。选取均质小行星模型,求取其引力场并与使用原有多面体方法求得的引力场进行对比,以此验证本方法的可行性。通过对形状参数相同的均质、非均质多面体模型附近的引力场进行对比来说明非均质小行星引力场建模的重要意义。
2016, 3(1): 41-46.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.006
摘要:
基于Planetary Data System(PDS)公布的433 Eros多面体模型,使用多面体模型法计算了433 Eros的表面引力加速度分布情况,并研究了该方法在不同精度的多面体模型下的计算时间和误差。实验结果表明:1)多面体模型法的时间复杂度为O(n);2)在以433 Eros为目标天体的着陆导航与制导控制相关仿真计算中,使用面数为22 540的多面体模型进行引力加速度计算,可以同时满足计算速度和精度的要求,并且由于计算速度接近实时,可用于半物理仿真实验中。
基于Planetary Data System(PDS)公布的433 Eros多面体模型,使用多面体模型法计算了433 Eros的表面引力加速度分布情况,并研究了该方法在不同精度的多面体模型下的计算时间和误差。实验结果表明:1)多面体模型法的时间复杂度为O(n);2)在以433 Eros为目标天体的着陆导航与制导控制相关仿真计算中,使用面数为22 540的多面体模型进行引力加速度计算,可以同时满足计算速度和精度的要求,并且由于计算速度接近实时,可用于半物理仿真实验中。
2016, 3(1): 47-50.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.007
摘要:
提出一种利用太阳帆绳系系统逐渐减小小行星自转速率的方法。在系绳长度不变的情况下,利用太阳帆受到的太阳光压力使其始终保持与小行星同步,避免了由于小行星自转而引起的系绳缠绕问题。通过控制太阳帆使系绳始终拉紧,系绳中的拉力便可以持续提供一个与小行星自转方向相反的力矩,从而减小其自转速率。仿真结果表明,面积106m2的太阳帆,经过约86天可将小行星的自转消除,验证了该方法的有效性。
提出一种利用太阳帆绳系系统逐渐减小小行星自转速率的方法。在系绳长度不变的情况下,利用太阳帆受到的太阳光压力使其始终保持与小行星同步,避免了由于小行星自转而引起的系绳缠绕问题。通过控制太阳帆使系绳始终拉紧,系绳中的拉力便可以持续提供一个与小行星自转方向相反的力矩,从而减小其自转速率。仿真结果表明,面积106m2的太阳帆,经过约86天可将小行星的自转消除,验证了该方法的有效性。
2016, 3(1): 51-55.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.008
摘要:
针对小天体着陆探测下降阶段的多约束轨迹优化问题,基于Gauss伪谱法进行了燃耗最优下降轨迹优化设计,得出了燃耗最优下降轨迹。建立了小天体下降轨迹优化问题的最优控制问题模型,采用Gauss伪谱法进行离散化,转化为非线性规划问题进行了求解。数学仿真结果显示:优化结果符合各项约束条件,以零速度到达了目标着陆点,且符合燃耗最优的优化目标。利用Gauss伪谱法进行小天体最优下降轨迹优化,计算速度快,求解精度高。
针对小天体着陆探测下降阶段的多约束轨迹优化问题,基于Gauss伪谱法进行了燃耗最优下降轨迹优化设计,得出了燃耗最优下降轨迹。建立了小天体下降轨迹优化问题的最优控制问题模型,采用Gauss伪谱法进行离散化,转化为非线性规划问题进行了求解。数学仿真结果显示:优化结果符合各项约束条件,以零速度到达了目标着陆点,且符合燃耗最优的优化目标。利用Gauss伪谱法进行小天体最优下降轨迹优化,计算速度快,求解精度高。
2016, 3(1): 56-60.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.009
摘要:
地月转移自由返回轨道的稳定性分析对载人登月任务轨道设计及中途修正策略规划有着重要意义。本文在地月会合坐标系下,推导了地月转移自由返回轨道的偏差传递方程,并基于标称轨道数据和解析方法,得到了轨道偏差随时间的扩散规律。研究结果表明:轨道偏差会随着时间推移逐渐增大,特别是在绕月飞行后,偏差量迅速增加,偏差累积将使飞行器无法返回地球。因此,工程实际中不存在严格意义上的自由返回轨道,飞行器在地月飞行过程中必须要进行中途修正。
地月转移自由返回轨道的稳定性分析对载人登月任务轨道设计及中途修正策略规划有着重要意义。本文在地月会合坐标系下,推导了地月转移自由返回轨道的偏差传递方程,并基于标称轨道数据和解析方法,得到了轨道偏差随时间的扩散规律。研究结果表明:轨道偏差会随着时间推移逐渐增大,特别是在绕月飞行后,偏差量迅速增加,偏差累积将使飞行器无法返回地球。因此,工程实际中不存在严格意义上的自由返回轨道,飞行器在地月飞行过程中必须要进行中途修正。
2016, 3(1): 61-67.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.010
摘要:
考虑含有外部干扰影响下的火星着陆器的大气进入段制导律设计问题,提出一种基于阻力跟踪的复合制导策略。首先,根据火星着陆器的动力学模型,并结合阻力曲线定义,给出了含有外部干扰的阻力剖线动态方程;其次,为了保证系统有良好的抗干扰性能和较快的跟踪速度,基于阻力剖线动态方程,设计了有限时间反馈制导律;然后,为进一步提高系统的抗干扰能力,设计了干扰观测器,估计未知干扰,利用干扰估计值前馈补偿,最终形成复合制导律。最后,通过对比仿真验证了该方法的有效性和优越性。
考虑含有外部干扰影响下的火星着陆器的大气进入段制导律设计问题,提出一种基于阻力跟踪的复合制导策略。首先,根据火星着陆器的动力学模型,并结合阻力曲线定义,给出了含有外部干扰的阻力剖线动态方程;其次,为了保证系统有良好的抗干扰性能和较快的跟踪速度,基于阻力剖线动态方程,设计了有限时间反馈制导律;然后,为进一步提高系统的抗干扰能力,设计了干扰观测器,估计未知干扰,利用干扰估计值前馈补偿,最终形成复合制导律。最后,通过对比仿真验证了该方法的有效性和优越性。
2016, 3(1): 68-76.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.011
摘要:
针对地外天体星壤剖面的潜入式探测任务,对星球表面热场、星壤剖面原位力学特性等科学目标探测的基本原理、实现方案和典型案例进行了资料调研与分析,并阐明了国际上开展地外天体星壤剖面潜入式探测活动的目的和科学意义。在此基础上,提出了我国月面采样科学目标拓展方案以及我国开展潜入式探测的预先研究规划,对蠕动掘进和冲击贯入式探测方案的基本原理和应用前景进行了分析。
针对地外天体星壤剖面的潜入式探测任务,对星球表面热场、星壤剖面原位力学特性等科学目标探测的基本原理、实现方案和典型案例进行了资料调研与分析,并阐明了国际上开展地外天体星壤剖面潜入式探测活动的目的和科学意义。在此基础上,提出了我国月面采样科学目标拓展方案以及我国开展潜入式探测的预先研究规划,对蠕动掘进和冲击贯入式探测方案的基本原理和应用前景进行了分析。
2016, 3(1): 77-82.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.012
摘要:
随着对太空探索的深入,空间飞行器所面临的环境也越趋恶劣:太空飞行过程中的高温羽流防护,高速返回再入过程中高温气动加热;长时间日光下飞行会使飞行器表面温度越来越高;一些星球上高温的大气环境导致人类现有制造飞行器的材料无法抵挡。本文搜集国内外先进热防护系统研究资料,了解重点发展方向,介绍了我国神舟飞船热防护材料以及已经开发出的新型轻质高效热防护材料,为我国今后用于恶劣环境下的飞行器材料提供一些信息和材料基础。
随着对太空探索的深入,空间飞行器所面临的环境也越趋恶劣:太空飞行过程中的高温羽流防护,高速返回再入过程中高温气动加热;长时间日光下飞行会使飞行器表面温度越来越高;一些星球上高温的大气环境导致人类现有制造飞行器的材料无法抵挡。本文搜集国内外先进热防护系统研究资料,了解重点发展方向,介绍了我国神舟飞船热防护材料以及已经开发出的新型轻质高效热防护材料,为我国今后用于恶劣环境下的飞行器材料提供一些信息和材料基础。
2016, 3(1): 83-89.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.013
摘要:
详细介绍了制定行星际探测中途修正策略的Breakwell间距比法,给出了在燃料最优条件下,终端误差精度和制导能力与中途修正设计次数和时刻之间的解析关系。一般而言,终端误差精度每提高3倍,修正次数就需要增加1次,制导能力每提升3倍,修正次数就可以减少1次。在具体使用上,应首先根据精度要求和制导能力确定最后一次修正时刻,然后向前递推,使得前一次修正后误差传播量与后一次修正后误差传播量成公比为1/3的等比数列,以此确定其余修正时刻,从而保证在达到终端精度前提下,整体燃料消耗最少。以火星探测为例,给出探测器于2018年5月出发12月达到火星的算例,仿真结果表明了理论分析的正确性。
详细介绍了制定行星际探测中途修正策略的Breakwell间距比法,给出了在燃料最优条件下,终端误差精度和制导能力与中途修正设计次数和时刻之间的解析关系。一般而言,终端误差精度每提高3倍,修正次数就需要增加1次,制导能力每提升3倍,修正次数就可以减少1次。在具体使用上,应首先根据精度要求和制导能力确定最后一次修正时刻,然后向前递推,使得前一次修正后误差传播量与后一次修正后误差传播量成公比为1/3的等比数列,以此确定其余修正时刻,从而保证在达到终端精度前提下,整体燃料消耗最少。以火星探测为例,给出探测器于2018年5月出发12月达到火星的算例,仿真结果表明了理论分析的正确性。
2016, 3(1): 90-96.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2016.01.014
摘要:
提出一种解决多航天器交会问题的协同控制算法。首先应用图论中邻接矩阵及拉普拉斯矩阵的定义及其相关性质,描述了多航天器之间的通信拓扑关系;其次对目标航天器轨道为椭圆形情况下的交会问题进行构建,并设计了相应的协同控制算法;最后利用李雅普诺夫函数证明该系统的稳定性,并且能够保证消耗的能量最优以及最大推力受限。仿真实验表明:提出的方法可以实现多航天器的协同交会,验证了该方法的有效性。
提出一种解决多航天器交会问题的协同控制算法。首先应用图论中邻接矩阵及拉普拉斯矩阵的定义及其相关性质,描述了多航天器之间的通信拓扑关系;其次对目标航天器轨道为椭圆形情况下的交会问题进行构建,并设计了相应的协同控制算法;最后利用李雅普诺夫函数证明该系统的稳定性,并且能够保证消耗的能量最优以及最大推力受限。仿真实验表明:提出的方法可以实现多航天器的协同交会,验证了该方法的有效性。
