陆地生态系统碳监测卫星自主任务规划研究

低轨遥感卫星往往以全球或全国范围内的特定地物为探测目标。为提高卫星在轨运行的自主性,文章提出了一种面向地物目标属性的遥感卫星自主任务规划方法。首先外推出预报点90 min后的星下点经纬度,并根据星载地图和太阳高度角,得到预报点的阳照/阴影、陆地/海洋、境内/境外属性。对地物目标属性信息进行平滑处理后,根据各载荷的地物目标属性,识别出各载荷的工作任务时间段,可实时实现提前约1个轨道圈的载荷自主任务规划。

无动力双小行星探测器的鲁棒释放策略

针对无动力探测器的双小行星表面着陆问题,考虑了实际工程任务中导航与控制系统不可避免地存在偏差情况,基于着陆器与天体表面弹跳接触的无控表面附近探测动力学分析结果,提出了无动力着陆器鲁棒释放策略设计方法。利用蒙特卡罗仿真对导航和控制误差造成的着陆轨迹末端状态误差进行不确定性分析。通过对从周期轨道释放、从自然平动点释放和从外部区域悬停点释放等3种不同的初始轨道进行全面分析,总结无动力着陆器释放的鲁棒性与安全性,得到最优的鲁棒释放策略。

深空探测全域轨迹优化设计平台研究与实现

提出了基于任务定义的深空探测全域轨迹优化设计概念与实现方法。首先,对复杂任务定义、自适应模型库与多环节迭代优化等关键技术进行了详细的阐述。然后,重点讨论了深空探测全域轨迹优化设计软件平台的设计技术与系统实现。最后,基于该平台丰富的模型库,对嫦娥五号等深空探测任务的全过程飞行轨迹进行了优化设计与对比。研究结果表明,开发的深空探测全域轨迹优化设计软件平台具有复杂任务适应能力强、可拓展性好的特点,可为类似软件系统的研发提供借鉴。

大气环境监测卫星地方时控制策略优化

针对大气环境监测卫星地方时的控制和优化问题,从太阳同步轨道卫星的地方时漂移规律入手,建立了地方时漂移估计模型,给出了通过改变倾角来调节地方时漂移的控制策略。在此基础上,采用遗传算法对控制策略进行了优化,讨论了相关算子的选择,最终得到了燃料有限情况下的最优控制曲线。优化结果表明:不限燃料情况下,大气环境监测卫星可通过寿命内一次倾角控制实现小于6.6 min的地方时偏差。此外,为了保证地方时偏差小于15 min的指标要求,卫星至少需要进行一次0.07°的倾角控制。

大型星座混合模拟退火遗传算法测控任务规划

提出了一种基于拥挤度的混合模拟退火多层编码遗传算法,用于解决大型星座的测控任务规划问题。首先,建立了大型星座测控问题的约束满足模型,对任务规划过程中的各种约束条件和优化目标进行了形式化描述。第二,采用多层编码的方法建立测控方案与解空间的对应关系,并采用遗传算法的启发式方法进行全局搜索。第三,为了增加种群的多样性并加快收敛速度,在每代进化结束后对种群中最优的部分个体进行基于拥挤度的模拟退火。超180颗卫星,32个地面测控天线的真实大型星座测控任务规划试验表明,基于拥挤度的混合模拟退火遗传算法的任务完成率高达99%,归一化综合收益大于0.9,算法运行时间小于15 min,验证了该方法具备工程实用价值。

大型复杂任务航天器快速交会对接轨道优化设计

针对航天器在快速交会对接过程中任务复杂、发射窗口宽、轨道偏差大的特点,文章提出了一种不同于我国已有的交会对接轨道设计的方法。通过在轨道设计上预留主动飞行器追及相位和增加两次修正脉冲,显著增大了快速交会对接对相位偏差的适应能力。经两次交会对接任务验证表明:该方法可满足首窗口发射及推迟发射条件下的快速交会对接任务需求,具有较好的工程应用价值,对我国未来航天器交会对接轨道设计有借鉴意义。

火星探测器再入RCS喷流干扰效应数值模拟研究

针对火星大气环境下的反作用力控制系统(RCS)喷流干扰问题,采用自研CFD软件数值模拟“火星科学实验室”(MSL)外形在火星大气环境中的喷流干扰效应;并与文献中的高超声速喷流干扰风洞试验和计算结果进行对比验证;继而完成了火星大气环境高超声速(M_(∞)=5~10)条件下的偏航方向喷流干扰效应数值模拟,获得了不同攻角(α=0°~-30°)、不同马赫数条件下的喷流干扰气动规律:负攻角增大将导致喷流干扰效应增强以及附加偏航力矩增加;来流马赫数对附加干扰力矩的影响较小。研究结果可为火星探测器喷流控制设计提供参考。

基于复杂度和方向梯度的红外弱小目标检测方法

为解决天空背景下红外弱小目标检测问题,提出了一种基于图像复杂度和方向梯度的检测方法。利用信息熵对图像复杂度进行描述,引入了图像方差和像素局部变化率对信息熵进行加权,使云内部和云边界区域得到抑制。以复杂度为描述对象,建立多级多方向梯度模型,在背景局部复杂度高于目标复杂度的情况下,仍能够有效分割出目标。实验证明,该方法能够在复杂云背景情况下检测出弱小目标。

航天器太阳翼展开可靠性的评估方法

作为航天器的电能供给装置,太阳翼对于航天器飞行的成功起着重要作用。文章基于航天器太阳翼展开过程的分析,确定了以太阳翼铰链的总驱动力矩作为展开可靠性的特征量。基于"应力-强度"干涉理论,提出了利用太阳翼铰链线驱动力矩和阻力矩等测试数据进行太阳翼展开可靠性定量评估的方法,并给出了某卫星星座用太阳翼展开可靠性评估的应用示例,为航天器太阳翼的可靠性验证提供了技术途径。

基于伪光谱方法月球软着陆轨道快速优化设计

根据软着陆轨道的特征和优化算法的特点,对探月器软着陆轨道状态方程进行合理的转化处理,使其更适合优化数值解法求解。在此基础上,使用伪光谱方法将软着陆轨道优化问题转为一个约束参数优化问题,然后采用乘子法处理约束条件,采用变尺度法求解处理后的参数优化问题,仿真结果表明此方法具有收敛速度快、对初始控制量不敏感、鲁棒性强的优点。

月/星球车轮地作用地面力学模型及其应用研究

美国火星探测车取得了巨大的成就,拓展了人类对于火星的认识水平,同时在世界上掀起了利用轮式移动机器人（漫游车）进行星球探测的热潮。未来的星球探测任务要求星球车能够自主运行于更加富有挑战性的松软崎岖地形环境当中。轮地相互作用地面力学可广泛应用于星球车设计研发和遥控探测的各个方面,是星球车性能提高的一个瓶颈问题,因而成为一个新的研究热点。常用的传统车辆模型主要面向车辆设计过程且精度不高,针对星球探测车进行地面力学的试验、理论和应用方法研究是极其必要的。

“火星探路者”舱伞系统动力学特性仿真研究

目前,国内尚未对"火星探路者"减速下降过程中由"降落伞-后锥体-着陆器"组成的舱伞三体系统的动力学特性进行过相关研究。为了全面掌握"火星探路者"减速下降过程中舱伞系统的动力学特性,采用多体动力学的方法,建立了包括降落伞拉直、充气、全张满、抛防热大底,以及着陆器与后锥体分离等过程的全过程动力学模型,并利用模型仿真研究了"火星探路者"舱伞系统的动力学特性。研究结果表明,火星探测器舱伞系统的速度和姿态稳定所需的时间比地球环境下长、高度损失更大,进入舱纵轴需要较长的时间才能趋于垂直,系统摆角的摆动幅度较大。这些是火星探测器降落伞系统进行开伞点设计和时序设计时需要特别注意的问题,其结论可为中国开展火星探测器降落伞减速系统的设计提供重要参考。

空间目标图像的天基动态识别

为了能够实现对空间人造目标进行实时识别,提出了一种人造目标检测和识别的方法。该方法首先利用恒星相对位置基本不变的特点,采用图像的帧间配准和智能帧差法剔除视场内的恒星。再利用天然星与人造星之间的轮廓特征上的不同区分人造星与天然星,从而实现对运动人造目标的动态识别。实验结果表明,文章提出的方法与传统方法相比,在工程允许误差范围内,运算量减少了约30%,可靠性得到了提高,从而在工程上实现了空间人造目标的实时识别。

绕飞慢自旋小天体的航天器运动分析

针对可以用三轴椭球体近似建模的小天体,给出了非球形引力势函数,建立了航天器绕飞小天体的轨道动力学方程。利用Jacobi积分常数绘制了探测器在小天体周围的零速度曲线,并分析了探测器的可能运动区域,给出了航天器不碰撞小天体的边界条件。针对绕飞慢自旋小天体的情况,基于平均轨道根数的近似解分析了小天体扁率和椭率的摄动影响,并给出了几条冻结轨道及其稳定条件。

火星探测器减速着陆技术分析

火星的大气环境和地球差异较大,存在着许多未知的因素,火星探测的减速着陆同样充满了风险和挑战。文章通过对美国火星探测减速着陆的重点技术进行分析,并归纳总结了火星探测器减速着陆技术的发展趋势。

卫星自主轨道估计方法及其高阶非线性滤波器设计

卫星的自主轨道确定是卫星自主生存的必要条件。采用星载常用敏感器对自然天体进行观测,并对观测量进行适当转换,得出观测方程为线性化方程,计算量明显减小且具有更直观的物理意义;利用星光折射时星光矢量所处特殊位置计算地心距,增加观测方程信息量;二体轨道动力学模型的一阶递推近似引入系统模型误差是影响滤波器性能的关键因素之一,应用一阶导数函数值的线性组合替代高阶导数的函数值可以使微分方程的线性化误差大为降低。在滤波器的设计过程中,应用此方法对状态方程进行处理,极大提高了滤波器状态方程的递推精度。仿真结果表明,在相同条件下这种高阶非线性轨道估计器的滤波性能远优于扩展卡尔曼滤波技术的一阶轨道估计器。

国外木星系环绕飞行任务规划研究

调研了国外3项典型的木星系环绕任务(伽利略号、朱诺号和木星冰卫星探测器(JUICE)),归纳总结了行星借力飞行、利用天体摄动演化轨道、高精度导航、限制近木点高度以及利用飞越实现任务拓展等任务规划方法。最后,提出了我国木星系环绕探测任务规划的初步设想,即以木星和木卫二为主要探测目标,采用金星-地球-地球的地木转移借力序列,以及基于木卫二、木卫三和木卫四借力方式开展木星系探测任务规划,实现飞掠、环绕和穿透多种方式的木星系探测任务。

降落伞收口绳载荷计算方法研究

在降落伞系统设计中,考虑到结构强度、质量和开伞过载限制等因素,需要对降落伞开伞载荷进行控制,收口设计是控制降落伞开伞载荷的有效方法。群伞系统通常采用多级收口设计以有效控制多个降落伞充气过程的同步性和开伞载荷的一致性。收口装置是降落伞的关键部件之一,其任何部分失效不仅会造成降落伞系统性能降低,并且有可能导致系统产生灾难性的故障。收口绳是收口装置的主要承力部件,由于降落伞充气展开过程十分复杂,精确计算收口绳的载荷较为困难,空投试验中也无法直接进行载荷测量。文章通过分析研究基本的理论方法,结合相关试验数据,提出了一种保守估计收口绳载荷的计算方法,并且给出了有效、实用的收口装置设计原则和建议。实际空投试验结果和数据表明:该方法是合理可行的,可以为降落伞收口环节设计提供依据和参考。

攻角对火星降落伞拉直过程的影响分析

为了研究火星探测器减速着陆系统降落伞开伞前进入舱攻角的大小对伞拉直过程的影响,设计相应的控制措施,文章以"海盗号"火星探测器为研究对象,建立了基于质量阻尼弹簧模型的降落伞拉直过程动力学模型,研究了进入舱不同攻角下降落伞的拉直过程,重点研究了攻角与"绳帆"现象之间的关系。结果表明,火星环境下开伞前进入舱攻角越大,拉直过程中的"绳帆"现象越严重。因此,减小开伞前进入舱的攻角,将有利于避免或降低"绳帆"现象的发生。这一研究结论可为火星探测减速着陆系统的设计提供一定参考。

一种可用于飞行器群系统编队及简捷重构的算法

针对集中式编队法弊端及重构简捷化考虑,基于跨临界分岔变种形式提出了一种分布式群系统编队法,可使群系统在有限感知信息条件下自组织无碰撞地实现期望编队。该法通信压力低、计算资源省、鲁棒性高、扩展性好、柔性强,核心优势在于重构时仅需调节少量分岔参数便可简捷地调整切换构型。该法基于人工势场技术主要分三部分:基于跨临界分岔变种形式构造全局有序汇聚势场,基于Morse势构造成员间避碰势场及速度依赖型耗散机制。通过可行性验证及特性仿真,验证了方法的有效性和优越性。分析表明,将该法对应不同平台特征进行相应改造,可较方便地用来实施诸如小卫星群等飞行器群系统的编队任务。