真实气体效应对高超声速轨道器气动特性的影响

基于一个7组元6反应动力学模型,采用NND差分格式求解化学反应Navier-Stokes方程,数值研究高超声速轨道器的绕流特性。重点讨论了轨道器气动特性在真实气体效应作用下对不同来流状态和不同舵偏角的敏感性。研究表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,缩短了激波的脱体距离,使激波层变薄,流动变量的梯度变大;空气的离解和电离导致轨道器的阻力系数比完全气体计算值低,压心位置前移。小攻角下,升力系数和俯仰力矩系数的真实气体计算值高于完全气体计算值,大攻角情形则相反。此外,小攻角时真实气体效应产生小低头力矩,而大攻角时产生小抬头力矩。单就舵面而言,真实气体效应使其阻力系数增大,使其升力系数和俯仰力矩系数在小攻角且非负舵偏角时变小,在大攻角且负舵偏角时变大。特别地,真实气体效应仅在零攻角且零舵偏角时对舵面的压心位置产生较大影响。

火星轨道器运动的轨道变化特征

低地球卫星轨道半长径a和偏心率e的变化及其轨道寿命主要受大气作用的制约,而月球低轨卫星的相应变化及轨道寿命则主要受月球非球形引力位中的奇次带谐项J2l-1(l≥2)作用的制约,且与轨道倾角i有密切关系。然而,对于火星低轨卫星,因大气作用较弱,其轨道偏心率e的变化以及相应的轨道寿命也主要决定于奇次带谐项J2l-1(l≥2),即通过对偏心率e的长周期摄动影响导致近火点高度hp有明显变化而制约其轨道寿命,但与倾角i的关系又不同于月球卫星。本文对此进行了理论分析,由此获得火星低轨卫星轨道变化的特征(特别是与地球卫星和月球卫星变化规律的差别),并有相应的数值验证。结果表明,火星低轨卫星的轨道偏心率e的变幅可达0.02~0.03,高度低于100km的近圆轨道,其近火点高度会很快降为零而与火星相'撞',但这主要发生在极轨(i=90°)卫星,随着i的减小,e的变化幅度也随之减小,这一特征确与月球低轨卫星有明显差别。

地月L2中继星或月球轨道器对月球背面着陆器多普勒定位精度分析

针对地面站无法对月球背面着陆器定位的问题,分别对月球背面着陆器利用月球轨道器上行信号和地月L2中继星上行信号的多普勒对其定位的两种模式进行了研究。在月固坐标系下,理论分析了两种模式下轨道器的多普勒定位精度,以及几何精度因子及频率稳定度对定位精度的影响。在STK软件中对两种定位模式建模,利用其导出的星历数据定量评估了两种定位模式下着陆器的定位精度,讨论了应用两种定位模式应满足的时间约束和空间约束条件,同时定量分析给出了不同载频、不同观测时间长度下,着陆器时钟应该满足的频率稳定度。

月球物理天平动对环月轨道器运动的影响

月球物理天平动是月球赤道在空间真实的摆动,会导致月球引力场在空间坐标系中的变化,从而引起环月轨道器(以下称为月球卫星)的轨道变化,这与地球的岁差章动现象对地球卫星轨道的影响类似.采用类似对地球岁差章动的处理方法,讨论月球物理天平动对月球卫星轨道的影响,给出相应的引力位的变化及卫星轨道的摄动解,清楚地表明了月球卫星轨道的变化规律,并和数值解进行了比对,从定性和定量方面作一讨论.

嫦娥五号轨道器的创新与实践

嫦娥五号任务是实现中国首次月球无人交会对接与采样返回,嫦娥五号探测器系统由轨道器、着陆器、上升器和返回器四器组成。轨道器由上海航天技术研究院抓总研制,首次完成了月球轨道无人对接与样品转移任务,同时承担地月往返运输任务。轨道器采用了外承力筒、四贮箱平铺下探、双太阳翼的构型设计方案,实现了航天器的大承载、轻量化功能;采用了推进仪器舱、对接舱、支撑舱三舱组合的构型布局方案,满足了5个分离面、8个飞行阶段和多种飞行姿态的设备布局需求;分布式一体化综合电子技术的应用,优化和整合了整器的电子功能。

印度成功发射火星轨道器

2013年11月5日，印度用极轨卫星运载火箭-XL（PSLV-XL）从印度南部斯里哈里科塔（Sriharikota）发射场成功发射“火星轨道器任务”（MOM）探测器。运载火箭点火升空后，探测器成功与火箭分离，进入绕地球运行轨道，目前飞行情况正常。该探测器已于12月1日进入地火转移轨道。<br> “火星轨道器任务”也被称为“火星探测器”（Mangalyaan），音译为“曼加里安”，是印度首次火星探测任务，由印度空间研究组织（ISRO）负责，总成本约为45.4亿卢比（约4.5亿元人民币）。

轨道器的流态观察试验

介绍在CARDCFL—23，FL－24，FL—31以及水洞中典型的航天飞机轨道器模型流态观察的试验结果，并对结果作了初步分析。

航天飞机轨道器着陆阻力伞

航天飞机轨道器设置阻力伞的目的在于增加其着陆的安全性。文中不仅介绍了这种阻力伞系统的设计和研制,而且还对试验(风洞试验、B—52飞机着陆试验、飞行模拟和轨道器飞行试验)及为增加阻力伞稳定性和可重复使用性的技术关键作了简要介绍。

解读“月球勘察轨道器”

21世纪，月球探测的新一轮高潮在世界主要航天国家再次兴起。美国已经正式公布了其宏伟的重返月球计划。其中包括计划于2008年10月发射的“月球勘察轨道器”（LRO），该探测器的主要目标是为未来机器人和人类探测月球选取安全的着陆点，以及确认潜在的月球资源。本文将对LRO的总体情况、科学仪器及其探测目标进行详细介绍和分析。

月球轨道器影像摄影测量制图进展及应用

本文对月球轨道器影像摄影测量制图技术进展、产品及应用进行综述,着重介绍了月球轨道器影像几何模型构建与精化、月球遥感影像与数字高程模型配准、多重覆盖影像择优方法及大区域制图等新技术的进展与应用。结合我国的嫦娥工程任务,阐述了月球轨道器摄影测量制图在工程及科学研究中的应用。最后对月球轨道器摄影测量制图技术未来的发展进行展望和探讨。

嫦娥五号轨道器能量平衡设计与在轨评估

针对嫦娥五号轨道器在环月轨道工作的复杂光照、多负载变化等特点,提出一种基于双母线设计的深空运输航天器能量平衡设计与评估方法,实现环月轨道器的高效能源利用,在轨能量情况准确预估与快速决策。该方法通过在轨飞行数据进行验证。对轨道器能源系统配置优化方法、能源评估建模与验证做出概要介绍,可以作为后续月球探测能源系统设计的参考。

月球轨道器模块化综合电子设计与实现

以嫦娥五号轨道器为背景,介绍了可重构模块化综合电子方案的设计。从综合电子功能需求分析入手、结合轨道器构型,搭建了综合电子系统体系架构。运用模块化的思路,规划了轨道器综合电子的基本功能模块类型,介绍了内总线的通用化设计,给出了单机的具体配置,并在此基础上进行了综合电子信息流设计。在计算机技术方面,重点介绍了既可以工作于热备份模式,又可以工作于冷备份模式的可重构设计。

嫦娥五号轨道器构型布局设计与验证

嫦娥五号轨道器是中国首次月球无人采样返回探测器的组成部分,具有大承载、轻量化、质心要求零配平、总装实施困难等技术难点。对轨道器的构型布局设计及关键实现环节进行了阐述,包括基本构型设计、构型设计对结构轻量化的贡献、横向质心零配平设计、总装实施创新设计,并以此为基础完成了轨道器的总装设计与系统集成,通过了地面与飞行验证。

嫦娥五号轨道器1553B总线网络设计

嫦娥五号探测器由多器组成,其中轨道器构型为多舱段结构。各器间及各舱段间的信息网络采用1553B总线,各器之间、各舱段之间通过分离连接器进行电信号的传输,因此1553B总线需设计为穿舱的结构。本文论述了轨道器1553B总线网络的设计方案情况,通过对比两种设计方案,并主要针对经过低频连接器的1553B总线网络上的各个RT终端进行物理层和协议层的性能测试,确定了采用主总线与短截线穿舱相结合的设计方案。同时由于飞行器分离,1553B总线在实际的使用过程中需要进行重组,因此可以通过设置总线开关的方式进行总线重组方案设计,当舱段分离前,将相应的总线开关进行加电,切换到终端匹配电阻的模式,从而形成完整的总线结构。此种设计方案为多舱段飞行器间的总线网络设计提供了可供借鉴的示例。

月球轨道器交会对接九自由度半物理仿真系统设计及验证

阐述了月球轨道交会对接九自由度仿真系统的设计方法和仿真系统的主要组成,提出了一种基于光纤的千兆以太网络的九自由度仿真系统设计思路,对其中的关键技术进行了探讨,最后给出了仿真验证结果。

嫦娥五号轨道器分离安全包络设计方法

嫦娥五号轨道器完成了中国首次月球轨道飞行器与飞行器、飞行器与舱段间的多次分离任务。嫦娥五号探测器为控制包络,降低质心,采用了多器多舱体串联组合构型,舱体间相互套叠,舱体与设备之间的间距极小。针对分离体构型布局复杂、分离体精确建模困难、分离安全间距小问题,提出了一种分离安全包络设计方法,经分离动力学仿真分析和在轨飞行验证,分离安全包络设计方法正确,满足任务要求。

嫦娥五号轨道器X频段应答机设计与在轨验证

简要介绍了嫦娥五号轨道器测控数传分系统组成,以及X频段应答机功能和主要技术指标,详细分析了锁相接收机工作原理以及环路参数推导公式。针对X频段应答机所选用环路参数对接收机主要性能指标进行计算,计算数据与测试结果基本一致。对调相发射机工作原理进行介绍并给出公式推导,给出调相信号的频谱特点,列出关键信号的频谱特性图。轨道器在轨任务以及拓展阶段飞行结果进一步验证了X频段应答机设计正确性。