CE-4中继卫星使命轨道维持与动量轮卸载联合控制方法

针对嫦娥四号中继卫星动量轮频繁喷气卸载对其使命轨道Halo轨道的扰动问题,定性分析了卫星角动量累积规律和动量轮卸载对使命轨道构型的影响,给出了动量轮卸载前后角动量变化量与喷气卸载等效速度增量的关系,在角动量卸载预测的基础上,提出了一种使命轨道维持与动量轮卸载联合控制方法,通过偏置维持控制目标抵消控后动量轮卸载影响,达到延长轨道维持控制周期和节省推进剂的目的,给出了控制目标偏置量的求解方法。工程应用结果验证了方法的有效性。

“嫦娥4号”中继星应急轨道控制策略设计与分析

“嫦娥4号”中继星作为“嫦娥4号”任务的重要组成部分,不同于其它月球探测器,首次选择绕地月L2平动点运行的Halo轨道以保证为月球背面的着陆器和巡视器提供连续的中继通信服务,这面临诸多技术挑战。基于任务需求和工程约束,梳理了中继星全寿命与轨道控制相关的故障类型,制定了多级应急控制目标,给出了分阶段应急轨道控制方案,提出将Lissajous轨道作为应急备选使命轨道,分析了推进剂消耗、中继测控条件和可行性,研究成果直接应用于中继星任务工程实践。

地月平动点轨道应用与研究进展

面向未来月球和深空探测任务的需求,调研了地月平动点应用与研究的国内外现状与进展,着重分析了近年来的研究方向、研究内容、技术方法与特点,提出了面向未来月球和深空探测任务的地月平动点应用构想,梳理总结了需解决的相应关键技术,可为未来平动点相关研究与应用提供有益借鉴,以及为我国后续月球和深空探测任务的规划与论证提供参考。

嫦娥五号平动点拓展任务轨道方案研究

中国嫦娥五号探测器成功实现月球采样返回任务,为最大限度利用任务资源,研究了利用嫦娥五号轨道器的平动点拓展任务轨道方案,设计了平动点轨道及其转移轨道。首先,给出了任务轨道设计的轨道动力学模型,包括圆型限制性三体问题模型和精确力模型。其次,基于嫦娥二号和嫦娥5T1平动点拓展任务设计经验,介绍了平动点轨道直接转移与入轨等轨道设计方法。最后,基于嫦娥五号轨道器与返回器分离后的状态,设计了包括日地Lissajous轨道、地月Lyapunov轨道和NRHO轨道的平动点拓展任务方案,其中日地Lissajous轨道方案分别考虑了轨道器规避机动至不同近地点高度的情况,地月Lyapunov轨道方案采用月球借力转移方式并且涵盖了地月L1和L2点,NRHO轨道方案包括直接深空机动转移和经日地L1点转移的方式。研究结果表明,拓展任务方案所需速度增量不超过400 m/s,最小为103 m/s,转移飞行时间基本不超过90天,最短为70天,研究方案可为嫦娥五号轨道器拓展飞行任务提供有益参考,实现了我国首次日地L1点探测飞行。

一种低仰角对流层折射修正的新方法

大气折射效应引起电波传播延迟和路径弯曲,测量数据对流层折射修正的精度直接影响到飞行目标轨(弹)道确定的精度。考虑到对流层折射修正的精度和效率以及5°以下低仰角数据传统修正方法具有较大的误差,通常不对测量数据进行实时对流层折射修正,这使得实时定位的精度受到较大影响。文中提出了一种基于光电传播几何路径迭代的对流层折射修正新方法,解决了修正精度和实时性不能兼顾的问题。经大量无人机校飞和载人航天工程外场实测数据验证,该算法能够实时有效地消除低仰角对流层折射偏差,对高仰角测量数据的对流层折射修正亦具有较高的精度。

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求,提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划,实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数;根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系,修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明,在入轨偏差轨道条件下,保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致,实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。

基于TPF-ESPRIT的雷达超分辨成像方法研究

超分辨雷达成像方法不受瑞利限的限制,可以极大地提高雷达距离维分辨率,利于目标识别。针对传统方法不具有频率选择性,研究了一种基于时域预滤波旋转不变参数估计技术(EISPRIT:Estimation of Signal Parameter via RotationalInvariance Techniques)的超分辨谱估计新方法,并成功应用于雷达距离维成像中。该算法把具有频率选择性的时域预滤波器和拓展旋转不变参数估计技术相结合。首先对雷达信号进行粗谱分析,获得信号频率分布的先验信息,然后针对性地设计频率选择时域滤波器对原始回波进行预处理,提高ESPRIT方法在目标信号所处频段的谱估计精度,改善距离维成像质量。仿真实验和暗室数据成像结果表明该方法具有频率选择特性和更好的频谱估计精度。

低仰角对流层折射修正快速算法

大气的折射效应引起电波传播延迟和路径弯曲,测量数据对流层修正的精度直接影响到飞行目标轨(弹)道确定的精度。考虑到对流层折射修正的精度和效率以及5°以下低仰角数据传统修正方法具有较大的误差,通常不对测量数据进行实时对流层折射修正,这使得实时定位的精度受到较大影响。研究设计了一种能够应用于实时数据处理快速有效的对流层折射修正迭代算法。经大量外场实测数据验证,该算法能够有效地消除低仰角对流层折射偏差,对高仰角测量数据的对流层折射修正亦具有较高的精度。

服务轨道维持“鹊桥”计算精度的评估

位于地月L2点Halo轨道的“嫦娥四号”中继星,每3~4天需要通过动量轮卸载和轨道维持两种方式进行构型保持。针对“嫦娥四号”中继星机动频繁、控制精度高的特点,根据平动点轨道特性,在旋转坐标系分析了定轨误差分量对轨道控制参数计算的影响,得出影响轨道维持效果的定轨误差主要为旋转坐标系X-Y平面的速度误差。在此基础上提出一种服务轨道维持控制定轨精度评估的统计学方法,设计了平动点飞行期间轨道的计算策略,对中继星使命轨道的定轨精度开展评估,结果表明,目前测量条件下可为轨道维持提供的定轨精度为1~3mm/s。

地月L2点中继星捕获域研究

嫦娥四号中继星“鹊桥”的标称使命轨道为地月L2点附近振幅和方向均确定的halo轨道.在使命轨道外,中继星可以捕获为绕飞地月L2点的其他轨道,仍能够为位于月球背面的着陆器、巡视器提供地月中继通信服务.捕获域可以直观定量地表现中继星在地月L2点附近被捕获的能力与范围.针对地月L2点中继星的捕获域开展了系统研究,从月掩、中继通信、轨道维持控制等方面分析了中继星在地月L2点附近捕获的效果.对地月L2点中继星任务轨道捕获相关的影响因素设计了量化分析方法,并基于实际任务数据对研究内容进行了仿真验证.研究结果表明,相较使命轨道,其他捕获轨道在中继通信服务效果方面有所改变,捕获域内对中继通信的影响可以基于计算结果进行量化区分.地月L2点中继星捕获域分析有助于为后续相关工程任务轨道设计提供技术积累与参考.

地月L2点中继星长阴影影响研究

地月L2点中继星环绕地月L2点飞行时,会经历由地球或月球遮挡太阳而产生的阴影,部分阴影时长较长,中继星进入长阴影,严重时会威胁卫星平台安全。基于月球背面软着陆探测工程目标和中继星绕飞地月L2点halo轨道特性,分析长阴影的分布特征,以及阴影时长与轨道相位、振幅、构型等因素的关系,进而对长阴影的规避方法和适用范围进行探讨。研究结果为地月L2点中继星长阴影问题提供了分析方法和应对方案。

嫦娥五号探测器多圈调相地月转移应急轨道设计与分析

针对嫦娥五号任务上升段末期火箭二级发动机可能出现的提前关机故障造成入轨半长轴偏差较大和中途修正速度增量超限问题,提出了多圈调相地月转移轨道应急控制策略。首先,分析了不同入轨半长轴偏差、中途修正时刻与中途修正速度增量消耗之间的关系;其次,针对半长轴偏差较大问题,基于微分改正算法与B平面参数,设计了解析窗口搜索与多圈调相地月转移轨道一体化求解算法,实现了调相圈数和周期的快速规划与地月转移轨道的联合求解,有效降低了速度增量消耗,提高探测器入轨半长轴偏差适应范围。通过仿真实例,验证了策略的正确性与可行性,并通过遍历半长轴偏差,给出了多圈调相地月转移轨道特性分析。研究结果可应用于中国后续(载人)月球探测任务应急轨道设计。

环月降轨实现月面着陆的控制策略

针对探测器实现月面着陆的问题,对环月降轨轨道控制策略进行了研究。根据环月降轨的控制方程,将环月降轨单脉冲控制变量的不同组合与月面着陆目标参数建立了3种关系;建立了定时定点月面着陆、定点月面着陆和目标纬度区域月面着陆3种环月降轨控制策略,并给出了控制策略求解算法和步骤。针对定点月面着陆,单脉冲对半长轴和近月点高度进行组合控制,分析了环月降轨控制解空间。针对标称环月轨道/-偏差环月轨道/+偏差环月轨道,分别进行了定时定点/定点/目标纬度区域3种月面着陆的控制计算,验证了环月降轨控制策略。可应用于月球着陆、月球采样返回及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道控制。

嫦娥四号中继星角动量管理策略设计及应用

嫦娥四号中继星在Halo轨道运行期间角动量卸载会对轨道构型产生扰动。本文研究了嫦娥四号中继星动量轮主动调姿卸载对使命轨道构型保持的作用,设计了中继星角动量管理策略。通过对角动量变化率建模,结合短期遥测数据,提出了一种基于微分修正的角动量变化预估方法。给出了中继星调姿卸载计算方法以及姿态机动过程中是否发生卸载的验证方法。针对嫦娥四号着陆器、巡视器处于月球日不同情况,给出了中继星姿态调整和调姿卸载策略。工程应用表明中继星角动量变化预估方法误差较小,根据角动量管理策略调姿卸载可以降低轨道维持频率,策略有效,具有工程可行性。

基于逆向地月转移的月地入射控制方法

月地转移是地月转移的相反过程,本文提出以再入点参数修正近月点B平面参数的逆向月地转移轨道计算方法,然后利用月地转移轨道与环月轨道求交线和近月点高度等比修正的方法得到月地入射参数,并根据速度增量最小条件推导了月地入射最优倾角的解析解,通过倾角遍历证明了解析解的正确性.基于月地转移轨道的升交点经度给出了入射窗口初值的解析公式.在脉冲月地入射参数的基础上,给出了有限推力下的月地入射参数计算方法,特别是给出了最优俯仰角的解析公式.最后以一条环月轨道为初始轨道计算了月地入射参数,分析了月地入射参数的规律,得出偏航角为0入射速度增量不一定最小的结论,并证明了文章给出的解析计算方法的最优性.

嫦娥四号月球探测器定时定点着月控制

嫦娥四号探测器预选着陆点在月球背面冯·卡门撞击坑,着陆区域较小,且要求定时定点着陆控制,同时着陆前的飞行时间长、阶段控制多,因而精确控制难度较大.针对该问题,基于轨道偏差随摄动的演化特性,结合解析法和数值法优点,提出了动力学控制参数的半解析求解方法.首先,通过对着月点和动力下降点位置的分析,得到了着月点和动力下降点位置的解析关系.同时,分析得到了着陆点经度偏差与轨道平面偏差的解析关系.其次,研究了轨道控制策略,按飞行阶段给出了轨道平面偏差到偏航角的转换方法和着月时间到目标半长轴的调整方法.最后,给出了本方法在嫦娥四号工程中的实际应用情况,基于对实际任务结果的分析可见,实现了着月控制参数的快速精确求解.

在月球上开车,最怕的就是坑

航天工程是一个非常复杂的系统工程,有人说航天事业是“万人一杆枪”,这一点都不夸张,每个人的力量好像都很渺小,但实际上每个人的破坏力都是很大的。航天器上的一个螺丝钉没有拧紧,可能都会导致航天器的任务失败。在这么复杂的航天系统里边,我们北京航天飞行控制中心是干什么的呢?

家长应该常校访

家访是沟通教师与学生、教师与家长心灵的一座桥梁,是一种行之有效的治学育人的好办法。家访使老师可以更多地了解学生在家庭中的思想、学习、生活环境、心理状况等等。但是我们往往只注重、只要求教师家访、走访,深入地了解学生。