地月空间基础设施体系架构与发展设想

建设地月空间基础设施,为人类在地月空间的活动提供基础性、通用性的通信、导航、监测等服务,既可满足中国后续月球探测国家重大工程任务需求,同时可以加速推进地月空间航天产业发展,对于推动中国科技强国、航天强国建设具有重大的战略意义。在阐明地月空间基础设施概念、分析研判国内外发展现状的基础上,紧密围绕重大工程和航天产业持续性发展需求,提出地月空间基础设施体系架构设想,明确系统服务、系统组成、“云-域-端”网络体系以及内部和用户接口体系。最后以分阶段逐步建成技术先进、布局合理的地月空间基础设施,提供自主开放、安全可靠、长期连续稳定运行的通用化服务为目标,提出发展展望和发展建议,为中国地月空间基础设施发展建设规划提供参考。

空间目标天基光学定位方法综述

近年来空间目标定位领域不断结合网络协同、多模融合等探测技术,发展迅速。其中,基于天基光学探测的定位方法以隐蔽性好、测量精度高的独特优势在民用和国防领域应用广泛。为了分析不同情景下适用于不同类型目标的定位方法,针对基于天基光学探测的空间小目标定位进行综述。首先介绍天基光学探测技术的发展、空间目标的分类和特点以及空间目标定位的概念。然后着重分析适用于空间“小、弱”目标的单星和多星定位方法,并对近年提出的异质传感器联合定位展开说明。最后,依据成像过程建立空间目标定位误差分析模型,分析定位精度的影响因素占比并根据现存问题做出总结和展望。

一种适应卫星姿态侧摆机动的混合轮系控制方法

针对高稳定度轮控大型卫星因动量轮力矩小而难以满足侧摆成像任务需求问题,开展了混合轮系配置方案及控制方法研究。首先,提出常规轮系配置卫星滚动轴方向串联大力矩飞轮的混合配置方案,并设计飞轮开环前馈与常规动量轮闭环反馈相结合的控制策略;其次,设计以容许角动量最大量为权重的飞轮组前馈力矩分配律和具有角动量反馈的飞轮力矩跟踪控制方法,实现飞轮力矩合理分配及其模型不确定性导致输出力矩偏差抑制;然后,设计估计器对星体内外扰动力矩进行估计与补偿,以确保卫星高稳定度性能实现;最后,给出在轨应用情况,验证所提出方案及方法的有效性。在轨应用表明,采用该控制方法,有效缩短了整星侧摆稳定时间达100 s以上,且非机动期间姿态稳定度优于3.75×10-5(°)/s。

嫦娥六号环月飞行双环容错姿态控制

嫦娥六号着陆器和上升器组合体(着上组合体)环月飞行阶段,利用安装于上升器的10 N发动机(可形成力偶控制方式)和安装于着陆器的150 N发动机进行姿态控制。根据发动机安装布局,当力偶控制方式下某10 N发动机常关故障、其配对使用的10 N发动机正常工作时,推进系统将产生与期望相反的控制力矩,导致姿态发散。为了保证在10 N发动机故障情况下着上组合体姿态稳定,给出了双环容错姿态控制策略,包括10 N发动机内环控制和150 N发动机外环控制。数学仿真结果表明,着上组合体环月飞行阶段双环容错姿态控制下,10 N发动机故障后,着上组合体姿态可以稳定在给定范围内。针对配置力偶姿控发动机和冗余发动机的探测器,采用双环容错姿态控制策略,可以有效应对力偶姿控发动机故障影响,保证探测器姿态稳定。

基于钎焊工艺的环路热管耦合系统设计及验证

随着航天技术的发展,航天器的功能集成度提升,对系统散热要求越来越高。环路热管作为一种两相态高效传热部件,具备远距离、逆重力、布局灵活等特点,常应用于单一热源下的定向热量传输;对于多点热源的复杂环境,环路热管系统稳定性差,一般很难适应。针对复杂空间热流下多点分散热源的散热需求,设计了一种基于钎焊工艺的环路热管强耦合热管理系统,对关键耦合参数进行了敏感性分析,并开展了相关试验,验证了界面低热阻、强耦合等关键技术的可行性,提升平台散热能力达52%。环路热管实现了在陆地探测四号01星载荷舱上的应用,为国际首次在平台系统的大规模应用,载荷舱散热能力由4 kW提升到6 kW,为大功率固态放大器提供0~20℃在轨温度环境。环路热管突破了在平台应用的约束限制,为后续环路热管的热耦合系统设计提供借鉴。

空间热光伏发电技术进展与展望

空间同位素电源是通过热电转换技术将衰变热能转换为电能的空间电源装置,广泛应用于深空探测任务中太阳能电池无法使用的任务场景,其热电转换方式包括温差、热光伏等静态转换方式以及斯特林、布雷顿等动态转换方式。空间同位素电源普遍使用钚238核源,其制备生产困难,价格高昂,在全球范围内产能受限,同时,长周期的深空探测任务对同位素电源寿命也提出较高要求,因此热电转换效率高、易于实现长寿命的空间热光伏发电技术成为开展深空探测任务的优选技术路线。近年来,近场热光伏、基于光谱调控的热光伏技术是研究重点,结构热控、辐射器、滤光器、电池晶元等关键器件的理论研究与技术验证也取得了显著的进展。对热光伏空间同位素电源技术方案、关键器件研究情况进行了综述,从电源系统总体设计的角度对各器件的发展现状与未来技术的发展重点方向进行了研判,可为进一步推动热光伏同位素电源系统的工程化研制提供参考。

柔翼结构飞行器智能控制系统关键技术与途径

柔翼结构飞行器具有轻质、空间集成、重复使用、有较大的阻力面积和升力系数等优点,可实现巡航飞行、低速驻空、再入返回、气动减速、定点归航、着陆缓冲等功能,是当前的研究热点。智能控制系统是柔翼结构飞行器飞航与回收着陆系统的核心技术之一,结合智能技术在控制系统中的应用研究与工程实践,对柔翼结构飞行器智能控制系统及其技术特征进行了分析;介绍了刚-柔组合体一体化控制与仿真、环境感知与健康状态在线评估、航迹规划与跟踪飞行控制、集群飞行控制、着陆与缓冲智能控制、智能硬件容错与重构等关键技术。对柔翼结构飞行器智能控制系统的未来发展进行了思考,提出了飞行环境的智能及柔性感知、气动参数的在线识别、多任务模式自主执行及控制系统的演进学习等发展建议,通过对智能控制技术持续不断地研究与实践,为柔翼结构飞行器系统的研制提供强有力的支撑。

月球背面无人自动采样返回任务分析与要点设计

嫦娥六号任务是实现人类首次月球背面采样返回的任务。针对月球背面整体地形崎岖、可选平坦采样区少的特点,通过开展采样区选址分析,选取了南极艾特肯盆地阿波罗坑内的主、备两块着陆区,确保月背安全可靠着陆、起飞和月面工作;针对嫦娥六号在产品技术状态基本确定情况下实现新的任务目标,需要开展系统方案优化设计,减少系统的改动量,规避过多技术状态更改带来的工程实现风险,通过开展方案比较确定了逆行环月轨道飞行方案,在保证实现任务目标的前提下实现了系统更少的更改;针对嫦娥六号中继测控时长相对嫦娥五号减少且不连续的特点,提出了分阶段、多自主、中继联合协同的月面工作时序设计方案,确保着陆、起飞和月面工作可靠、高效实施;针对载荷搭载需求,提出了以数据处理单元作为核心的系统设计方案,确保系统信息接口、电气接口的安全性,并对不同载荷设计了定制式探测模式,在保证不影响主任务完成的前提下,实现探测收益的最大化。以上方法已经在嫦娥六号任务中得到了工程应用,确保了人类首次月球背面无人自动采样返回任务的圆满成功,并可为后续月球及深空探测任务提供有益的参考。

小行星探测器轨道计算的动力学研究

针对中国即将开展的小行星探测活动中面临的轨道计算动力学问题进行研究。分析了小行星探测器轨道计算的需求,并对小行星轨道计算中涉及的时空参考系进行了描述,然后对轨道计算所需考虑的动力学模型进行了讨论,并给出了各类摄动加速度的计算公式。最大的是太阳引力加速度,约为10^(-6)km/s^(2);最小的是小行星本体摄动加速度,约为10^(-12)~10^(-13)km/s^(2)。利用欧空局Rosetta探测器的实测数据对动力学模型精度进行了验证,结果表明4天弧段位置互差约15 m,速度互差约0.44 mm/s,动力学模型精度可靠。本研究可以为中国小行星探测活动轨道计算提供参考。

弱引力小天体的自主捕获与相对导航方法

远距离自主捕获与近距离高精度自主相对导航是小天体探测任务中的关键问题,并且目标尺寸越小,问题越突出。首先,针对数万千米到数千千米远距离范围内的星空背景暗弱目标难以识别的问题,提出综合利用运动学和亮度的全自主捕获和识别方法,可以实现距离大范围变化的快速准确捕获,具备了3万千米以远捕获10等星暗弱目标的能力;其次,针对数千到数十千米范围交会段视线测量可观性不足的问题,提出基于视线和轨迹机动一体化设计的相对导航方法,在考虑燃料消耗的前提下有效地提高了轨迹可观性,实现了交会段优于5%精度的相对位置导航;最后,针对近距离不规则小天体表面附近的相对导航问题,提出基于图像陆标和点云特征相结合的光学导航方法,可同时适应阳照区和阴影区的探测需求,并结合基于多源数据融合的弱引力小天体重力场反演方法,进一步提高近距相对导航的精度,近距采样相对位置优于1 m,相对速度优于1 cm/s。对所提出的方法进行了数学和物理的仿真验证。提出的方法有效解决了小天体探测中的高精度相对导航问题,也能适用于数十米量级直径大小和明暗快速交替变化的小天体着陆探测任务。

基于热模型相关性验证的火面环境热平衡试验

针对热平衡试验中难以综合模拟火面复杂多变服役热环境的困难,建立一种基于热模型相关性验证的热平衡试验方法。采用真空、低压变温自然对流和低压定温强迫对流验证相结合的方式,验证高低温条件下热分析模型的对流、导热、辐射网络系数和热容等参数,并由相关性检验后的热分析模型验证设计的正确性。结果表明,板温度高于气温11~86℃条件下(气温-91℃)的自然对流传热系数为0.19~0.57 W/(m^(2)·K),4~15 m/s风速下的强迫对流换热系数为1.24~2.4 W/(m^(2)·K)修正后的热分析模型与试验结果偏差在±3.5℃以内。该方法在不完全模拟服役热环境条件下实现航天器热设计验证,提供有效的热分析模型,已成功应用于祝融号火星车热平衡试验。

基于非线性各向异性滤波的图像特征匹配算法

图像特征匹配是增强现实系统中的关键技术,匹配精度是提升特征匹配性能的关键。提出了一种多尺度特征匹配加强算法(I-AKAZE),通过对非线性各向异性滤波过程中传导函数的改进,减缓图像梯度值大的区域非线性扩散速度,极大程度地保留了匹配图像的边缘特征;同时,结合改进的非线性量化加速稳健特征描述符(NLG-SURF),提高了描述符的识别率。实验结果表明I-AKAZE算法在Mikolajczyk数据集上的可重复性得分相比目前先进的AKAZE算法有着大幅度提升,对应的特征描述符的平均识别率提升8.4%,并且运行速度比经典的SIFT算法快约19%,算法整体在检测和描述阶段上的性能都有提升。

智能航天器专栏序

2024年7月16日,是“两弹一星”功勋科学家,“863计划”四位倡导者之一,我国自动化与控制技术、中国返回式卫星研制的开拓者之一——杨嘉墀院士诞辰105周年的日子。导弹、人造卫星、载人飞船、探月工程……杨嘉墀院士几乎参与了每一次中国航天重大科技成果的研究开发。他还曾参与我国第一颗人造地球卫星姿态控制和测量分系统的研制,曾组织和参与我国第一颗返回式卫星姿态控制系统的研制工作,开创了我国智能自主航天器领域先河。

基于改进蜣螂优化的GEO轨道多脉冲追逃博弈

研究了考虑J_(2)摄动、脉冲推力情况下,具有感知延迟的GEO(geosynchronous Earth orbit)轨道追逃博弈问题,建立了综合考虑燃料消耗、单次脉冲速度增量、脉冲时间间隔、任务时长、脉冲数量以及终端距离下的轨道追踪策略优化模型。涉及的优化变量包括脉冲个数、机动时刻序列以及脉冲增量序列。追踪航天器通过多次脉冲追踪目标航天器。为了提高问题求解效率,提出了一种利用Bernoulli混沌映射和最优值引导的改进蜣螂优化算法IBDBO(improved Bernoulli dung beetle optimization),并且为解决终端约束难以满足的问题,引入Lambert机动修正。通过与其他智能算法的对比试验,验证了本算法在收敛速度、收敛稳定性和优化效率上的优势。进而,在一些存在感知延迟的真实场景下的仿真验证了本算法规划追踪策略的有效性,探讨了博弈双方最小距离与目标航天器机动能力以及感知延迟时间之间的因果关系。

欠驱动航天器模糊自适应增强耦合姿态控制

在快速轨道机动期间,针对固体推进作用下推力偏心、安装误差等因素带来的姿态强干扰问题,提出了一种基于推力矢量控制技术的航天器姿态欠驱动智能控制方法。首先,建立了航天器姿态误差动力学模型,并分析推力矢量控制输入的欠驱动特性。然后,考虑强干扰不确定性和滚转通道耦合弱的问题,设计了基于增强耦合策略与自适应模糊观测器的欠驱动智能控制律,结合模糊逻辑函数逼近强干扰不确定项并引入控制律中,实现航天器的姿态欠驱动智能控制,通过Lyapunov理论证明了系统的稳定性。最后,通过与分层滑模控制方法进行对比仿真,验证了所设计的方法能够使得三轴姿态稳定时间缩短14%,滚转通道耦合弱产生的静差被有效消除,为快速轨道机动期间的强干扰抑制技术提供基础。

面向地月空间开发的频率轨道国际规则与申报使用态势

地月空间频率轨道等战略资源的开发与利用已成为主要航天大国间角力的焦点,但以地球为中心的国际规则体系无法满足日益增长的地月空间频率轨道使用需求。国际政策法规的模糊性加剧了资源的竞争态势,造成航天器之间潜在的频率干扰风险,国际规则制定正处于非常关键的机遇期、窗口期。针对国际政策与地月空间开发需求不匹配的问题,对地月空间频率轨道资源申报与使用的国际规则现状进行了研究,给出国际电联、空间频率协调工作组等政府间或非政府间组织关于地月空间活动频率使用的现行规定。以美国阿尔忒弥斯探月计划为例,分析了典型探月系统实践过程中对国际频轨政策法规的合规情况。此外,详细分析了全球探月系统频率轨道资源的申报与使用特点及未来发展态势。最后,结合国际月球科研站与载人登月的建设目标,提出了现行规则下合规申报与高价值资源论证储备策略,以及与工程建设相匹配的资源国际合作建议。

基于充气薄膜的可展开帆板结构设计

充气薄膜结构具有质量轻、收纳比高的优势。通过理论分析及实验验证的方法,得到了充气薄膜管承载力矩与充气内压、管道内径、展开程度之间的映射关系。进一步通过“厚度包边”法处理二级展开帆板的厚度问题,设计了转动锁定、转动-滑移锁定、搭接锁定连接结构,提出薄膜管驱动的二级可展开矩形帆板、圆形帆板以及百叶窗式矩形帆板三种大尺度可展开帆板结构形式,并进行展开状态的模态仿真,对比其模态振型。本设计可为大尺度充气可展开结构形式提供参考。

月表温度和地形对科研站选址的影响

月球极区具有独特的地理特征和潜在的水冰资源,是未来月球科学探测和基地建设的优选区域。但月球极地具有太阳光照条件差异显著、月地直接通信范围有限、月表温度变化幅度大、地势陡峭等特点,对选址研究提出了巨大挑战。定量化地研究月球极地相对宜居区的温度和地形分布,对于深入探索月球极地具有重要意义。利用月球勘测轨道器(LRO)上搭载的激光高度计(LOLA)和辐射计(Diviner)的观测数据产品,建立了一种月球相对宜居区的评估方法;并以月球南极为目标选取了典型的相对宜居区,对相对宜居区内的表面温度的日变化和季节变化特征进行了研究,分析对比了各相对宜居区的地形坡度、表面粗糙度和地形高度分布等情况。其中区域A(Scott M附近)地处月球南极的相对高地(约3~7 km),坡度(中位数为8°)和表面粗糙度(小于2 m)适中;区域B(de Gerlache附近)最靠近南极中心,太阳可见度可高达0.8,坡度较陡(中位数为12.4°),表面粗糙度适中(小于2 m);区域C(Amundsen附近)的地势最低(约-1.8~-0.5 km),太阳可见度(小于0.6)和地球可见度(小于0.5)最小,地形坡度最缓(中位数为5.4°),但是有约26%的区域表面粗糙度大于3 m。夏季夜晚,区域B和区域A内局部温度可分别超过0℃和-20℃,具有相对较好的温度环境,可作为潜在的选址区域。

超低轨飞行器迎风面减阻构型优化研究

针对超低轨飞行器迎风面气动阻力过大的问题,在理论解求自由分子流气动阻力方法的基础上分析迎风面阻力的主要影响因素,计算不同长度下几种典型迎风面构型的气动阻力值并分析其变化原因。在此基础上设计迎风面构型的表达函数并引入智能算法对其迭代寻优。对构型存在的约束,引入罚函数机制以降低不可行解的适应度值。研究结果表明:此方法可获得最小阻力迎风面的近似最优解,在现有材料的约束下,相比锥形构型,优化方法最大减阻可达5%以上,并能有效增加飞行器头部容积;随迎风面高度上升,最小阻力构型从近台形逐渐向锥形转化。提出的构型优化方法,可为后续超低轨飞行器减阻构型设计提供参考。

基于FEM的引力参考传感器自引力计算与补偿

空间引力波探测太极计划将利用激光干涉的方法,测量两个检验质量之间的距离变化反演引力波信息。在0.1 mHz处,要求检验质量在敏感轴方向的总残余加速度保持在3×10^(-15)m·s^(-2)/√Hz以下。由航天器载荷静引力、热形变和质量波动引起的自引力噪声是检验质量的残余加速度噪声主要来源之一,要求检验质量在敏感轴方向的自引力加速度小于1×10^(-10)m/s^(2),引力梯度小于5×10^(-8)s^(-2)。为了计算检验质量处的自引力大小和引力梯度,针对检验质量与引力源几何形状的不规则性,基于有限元法编写程序计算了引力参考传感器中的引力源作用在检验质量上的线加速度、角加速度和引力梯度。为了缩短计算时间,提出“类自适应”网格划分方法以减小网格数量,并设计了配重以补偿自引力。计算结果显示,经过补偿后的检验质量在敏感轴方向的自引力加速度为9.2377×10^(-12)m/s^(2),引力梯度为-2.5691×10^(-8)s^(-2),满足设计要求。本研究能够为航天器和引力参考传感器的设计与引力补偿提供参考与指导。