2016HO3探测任务星载光学观测量建模及定轨

以中国首次小行星探测任务为背景，根据星载相机获取的光学影像构造三种观测量，分别为小行星相对于航天器的高度角和方位角、赤经赤纬以及探测器与行星/小行星之间的夹角，分析了其在探测器定轨中的作用。仿真定轨结果表明，观测时长为100 h，探测器三轴位置误差小于50 km，满足工程上对巡航段的轨道精度要求，但x和y方向的位置和速度分量具有较强自相关性。此外还发现，使用单一观测数据类型比联合观测量的定轨精度低3～4个量级，第三类观测量相对于其他两类观测量在定轨精度方面具有显著作用，这表明在2016HO3探测中，利用太阳系大天体的位置信息有助于约束探测器轨道，提高探测器的定轨精度。     

载人小行星探测轨道设计

文章应用Lambert理论对载人小行星探测的轨道进行设计。结合轨道设计的基本条件与假设,建立了基于Lambert问题的轨道模型,并进行了仿真验证,结果证明模型正确有效。采用该模型,以发射窗口在2045年编号为89136的载人探测小行星A为例,给出了轨道设计的结果,同时对不同的故障情况下任务中止轨道及其特性进行了分析,对探测器应急返回能力进行了探讨。     

近地小行星探测目标的选择

正1探测近地小行星面临的问题探测是研究的基础,但与探测大天体相比,小行星探测面临许多新问题,这些问题包括:1)近地小行星(NEA)数量巨大,截至2017年5月1日,已经发现了16089颗。从众多的天体中选择探测目标,其难度可想而知。2)近地小行星的轨道各异,如轨道倾角、偏心率、自旋周期、半主轴长度等参数相差很大。根据美国航空航天局(NASA)喷气与推进实验室(JPL)给出的数据,近地小行星轨道     

基于热电类比法的光纤陀螺环模块热分析

为分析光纤陀螺（FOG,Fiber-Optic Gyroscope）受外界环境变化温度影响导致产生Shupe误差,采用热电类比法对不同结构形式的光纤环（FOR,Fiber Optical Ring）模块进行热分析,比较对应的电路模型,提出并联的热容和串联的电阻是影响FOG温度性能的关键因素.采用有限元热仿真定性分析了并联的热容和串联的电阻对FOG温度的影响,验证了电路模型的正确性;在与热仿真相同条件下,通过温箱实验,将FOR温度变化与FOG输出性能建立关联.结果表明,通过加大FOR模块连接处的串联热阻和并联热容,可有效降低FOR的瞬时温差,尤其是较大的热容能有效减小FOR温变速率,从而减小Shupe误差,改善FOG的温度性能.      

二氧化碳探测仪瞬态热分析模型修正

为实现碳卫星载荷在轨温度的准确预测,对其试验状态瞬态热分析模型的修正进行研究。先比较热分析计算结果与热平衡试验结果,求出两者对应温度监控点的温差;再利用蒙特卡洛法对二氧化碳探测仪热分析模型参数进行灵敏性分类,将模型参数分为整体灵敏、局部灵敏与不灵敏参数。然后根据热平衡试验数据,用拉丁超立方和单纯形法的混合法对模型各个参数进行分层修正,得到满足目标函数各个灵敏性参数的最优值。最后将参数最优值代入热分析模型计算验证该修正方法正确性,并进行残差分析。结果显示修正后各温度监控点热分析计算与热试验温差δ_a小于±0.5℃,残差修正率θ高于80%,修正后多数温差比修正前减少了一个数量级。结果表明修正取得的效果明显,修正方法合理可行。     

利用绳系太阳帆减缓小行星自转的技术研究

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10⁶ m²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。     

空间光学遥感器真空热试验工装模块化设计

针对空间光学遥感器在空间环境地面模拟试验中舱板温度分布不均的问题,运用模块化思想对某型号空间光学遥感器工装的舱板结构开展了优化设计。将舱板按照温度分布进行分块,提出模块化拼装和模块化热控2种设计方案,模块化拼装是对舱板及其表面加热片进行独立分块划分,模块化热控则是将舱板视为整体,仅对其表面的加热片进行分块设计。结果表明:模块化热控的舱板平均温度偏差为0.205 K,低于未模块化设计的0.87 K和模块化拼装的0.30 K,提高了舱板的温度均匀性。同时,模块化拼装改善了舱板温度分布,使得符合热控要求的测点比例由34.8%提高到96.7%,但独立划分的模块之间仍存在一定温差;模块化热控则消除了模块间的温差,将符合热控要求的测点比例进一步提高到100%,完全满足热控要求。      

载人小行星探测目标选择与轨道优化设计

针对2020-2040年载人小行星探测任务,研究了探测目标选择与轨道优化设计问题。首先,针对已编目的近地小行星,综合考虑绝对星等、燃料消耗等多方面因素与约束,给出了适合载人探测任务的候选小行星序列;然后,构建了载人小行星探测任务轨道的设计模型,采用参数优化算法对探测轨道进行了设计;进一步,为了获得最优探测轨道,利用主矢量原理对探测轨道进行了优化。该研究可为载人小行星探测任务设计提供有价值的参考。     

热毛细对流模式转换及温度振荡特征

研究了矩形液池中由于两端温差引起的热毛细对流的温度振荡临界条件.在实验室中,设计了一个高分辨率的温度测量系统,用于实时观测并记录流体的温度.该系统主要由热电偶温度传感器、纳伏表和数据采集电脑3部分组成.得到了各种实验条件下温度振荡的临界条件,并且讨论了它与Prandtl数和Bond数之间的关系.利用flow3d软件数值模拟了微重力条件下的热毛细对流,发现了一种由于自由面变形和液层流场相互作用导致的晃荡的现象.     

探测地球自然灾害的一种方法

通过探测地球整体的辐射温度变化,即在空间把地球作为一个辐射点源对待,同时又将地球分成几百个局部,视为一个面源,进行实时的比较;又分别对太阳和宇宙背景的辐射温度变化进行测量,来了解地球表面和地气的热温度状况和太阳对地球、对宇宙背景能量传输的情况。从而研究地球上大规模灾害性事件(包括火山的爆发、地震、大气环流、气候变异等…)在整个地球上所能反映的热温度效应。探测地球在宇宙空间非平衡热状况下(太阳温度6000K;地球温度300K;空间背景3K)的耗散结构,研究在这种状况下物理力学的一些自会聚和自组织现象(即地球上灾害性事件形成过程),形成一门非平衡宇宙热力学,并使之成为一门实验科学。文章着重介绍为此目的实施的探测方法和其应用前景。     

基于Kriging模型的浮空器氦气昼夜温差最优化

分析浮空器氦气昼夜温差时通常将整个囊体蒙皮涂层设置为同一种材料,分析材料的吸收率与发射率对氦气昼夜温差的影响。为进一步减小氦气昼夜温差,提出了将囊体分为迎光面和背光面,迎光面采用吸收率低的材料,背光面采用发射率高的材料。建立了囊体热力学模型,采用Kriging模型对囊体不同部位的材料特性进行优化,其基本思想是将囊体划分为48个部分,采用拉丁超立方体方法进行抽样,进行热力学分析得到样本的响应,以此建立Kriging近似模型。经过该方法优化后发现,氦气的昼夜温差减小到28.6 K,比传统的分析减少7.7%。      

深空环境下热防护材料的研究及应用进展

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。     

深空撞击载荷总体技术分析与效能仿真

以近地小行星2016HO3为深空撞击目标开展科学探测,从爆炸成型弹丸技术、安全可靠爆炸技术、撞击载荷分离技术、撞击效能仿真技术等7个方面系统详细地进行了基于聚能爆炸成型弹丸的撞击载荷技术体系解析与技术内涵阐述,给出了深空撞击载荷初步总体设计方案;通过弹丸撞击靶板的数值模拟仿真,得到了撞击速度在0.2～0.4cm/μs变化范围下产生32～47cm大小的撞击坑坑径结果,得出了撞击坑直径随弹丸不同撞击速度、靶材不同密度、不同强度和不同厚度的变化规律,为撞击载荷总体优化设计提供了撞击效能仿真技术支撑。     

高速永磁无刷直流电机的热分析

为了解决高速永磁无刷直流电机温升过高带来的磁性能降低及绕组绝缘破坏等问题,对高速电机的温度分布及改进措施进行了一系列研究.采用集中参数法建立了电机热网络数学模型,推导出电机损耗、热导和温度之间的解析方程;建立了基于ANSYS/Workbench的电机三维有限元模型,对其进行稳态热分析,从而得到电机整体的温度分布,验证了电机热网络模型的正确性;提出了改变转子护套材料及电机轴打孔两种措施.分析结果表明:改进后的电机转子部分温度有了明显降低,其中护套温度降低了约34℃,永磁体约54℃,解决了电机的局部温度过高问题.     

高空高速无人飞行器热控制系统设计

针对飞行时间短、速度和高度变化快、表面温度波动大的无人飞行器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)热控制系统设计难题,提出了一种可解决实际工程问题的热分析计算方法.即把热天工况、冷天工况和标准天工况作为设计/试验工况;采用参考温度法、高超音速工程预测法或计算流体动力学CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟法,确定了飞行器表面温度分布,并把其作为后续热分析数学模型的外边界条件;分析结构热容量对瞬态热载荷的影响,建立与之相应的边值问题方程,并采用有限差分法求解;根据高空高速飞行特点及瞬态热载荷值,确定仪器设备舱调温系统方案.     

武汉上空对流层与平流层大气密度和温度探测的初步结果

利用武汉大学Rayleieh/钠荧光散射激光雷达和无线电探空仪进行联合探测的数据,反演出武汉地区上空(30.5°N,114.4°W)0—65km处的密度和温度分布曲线,并简单阐述了激光雷达的工作原理。将测量结果和MSISE-90参考大气模式比较,二者结果基本符合,温度廓线在中层顶附近和模式的差别约为3K。同时利用激光雷达探测到了中层大气中的重力波活动。     

Establishment of atmospheric weighted mean temperature model in the polar regions

Due to the special geographical location and extreme climate environment, the polar regions (Antarctic and Arctic) have an important impact on global climate change. Atmospheric weighted mean temperature (Tm) is a crucial parameter in the retrieval of precipitable water vapor (PWV) from the zenith wet delay (ZWD) of ground-based Global Navigation Satellite System (GNSS) signal propagation. In this paper, the correlation between weighted mean temperature and surface temperature (Ts) is studied firstly. It is shown that the correlation coefficients between Tm and Ts are 0.93 in the Antarctic and 0.94 in the Arctic. The linear regression Tm model and quadratic function Tm model of the Antarctic and the Arctic are established respectively using the radiosonde profiles of 12 stations in the Antarctic and 58 stations in the Arctic from 2008 to 2015. The accuracies of the linear regression Tm model, the quadratic function Tm model and GPT2w Tm model which is a state-of-the-art global Tm model are verified using the radiosonde profiles from 2016 to 2018 in the Antarctic and Arctic. Root Mean Square (RMS) errors of the linear regression Tm model, the quadratic function Tm model and GPT2w Tm model in the Antarctic are 3.07 K, 2.87 K and 4.32 K respectively, and those in the Arctic are 3.53 K, 3.38 K and 4.82 K, which indicates that the quadratic function Tm model has a higher accuracy compared to linear regression Tm model, and the accuracies of the two regional Tm models are better than that of GPT2w Tm model in the polar regions. In order to better evaluate the accuracy of Tm in the PWV retrieval, the PWV values of radiosondes are used for comparisons as the reference value. The RMS errors of PWV derived from the two Tm models are similar for 1.28 mm in the Antarctic and 1 mm in the Arctic respectively. In addition, the spatial and temporal variation characteristics of Tm are analyzed in the polar regions by spectral analysis of Tm data using fast Fourier transform. The results show that the Tm has obvious seasonality and annual periodicity in the polar regions, and the maximum difference between warm season and cold season is about 63 K. After comparing and analyzing the influences of latitude, longitude and elevation on the Tm in the polar regions, it is found that latitude and elevation have a greater influence on the Tm than the longitude. As the latitude and elevation increase, the Tm decreases, and vice versa in the polar regions.     

嫦娥五号探测器热平衡试验方案设计与实现

针对嫦娥五号探测器热平衡试验中面临的难题,在分析以往国内外航天器热平衡试验技术现状基础上,依据验证充分、有效与全面的原则,构建出一套探测器热平衡试验方案,提出一种基于“专用红外吸收式空间外热流模拟方式”的热平衡试验方法,设计了典型试验工况,同时优化了试验技术流程。地面热平衡试验结果结合在轨飞行数据表明：热平衡试验方案能够有效验证热控设计的正确性,专用红外吸收式外热流模拟装置偏差造成的温度影响不超过2℃,热平衡试验工况设置合理,技术流程优化,热分析模型相关性工作可使热分析模型更加准确可信。     

热障涂层红外热无损检测的建模和有限元分析

在柱坐标系下以轴对称模型描述热障涂层结构TNDT(Thermal Non-Destructive Testing)的瞬态热传导,建立相应的物理模型.用有限元分析软件ANSYS计算热障涂层结构受热脉冲激励后的温度场,研究TNDT可检信息参数(如最大温差和最大对比度)与脱粘缺陷半径、深度、涂层厚度的关系.结果表明,在涂层厚度一定时,最大温差和最大对比度与脱粘缺陷半径成非线性关系,它们随着缺陷半径的增大而增加,且存在上限饱和值;在缺陷半径一定时,最大温差和最大对比度与涂层厚度成非线性关系,且随着涂层厚度的增加而减小.这些研究结果为热障涂层内部脱粘的红外热无损检测及表征提供了基本理论依据.