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分离模块航天器的技术特征为"功能分解、结构分离、无线联接、编队飞行"。美国国防部高级研究项目局(DARPA)战术技术部于2007年将分离模块航天器遴选为正式研发项目予以投资发展,命名为F6系统。 相似文献
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据美国航天新闻网10月10日报道,美国国防部预先研究计划局授予诺格子公司诺瓦沃克斯公司(NovawurksInc)价值4000万美元的合同开展新一轮“凤凰”项目研究工作。“凤凰”旨在开展试验性卫星服务和卫星部件的回收利用研究。“凤凰”项目的目标是发展一种装备灵巧机械臂的机动航天器,从退役的通信卫星上回收有用部件。该合同是10月8日授出的,包括价值3000万美元的基础性合同和拥有四个可选项、价值1000万美元的选择性合同。 相似文献
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《上海航天》2015,32(6)
对分离模块化航天器系统评估和优化设计进行了研究。定义分离模块航天器的成本与价值,建立成本模型、价值模型和不确定性模型。考虑模块的物理约束、功能约束和用户需求对功能组件进行模块设计,并在发射运载能力内制定航天器的模块组合发射方案。按航天器生命周期流程对生命周期的模块研制、发射运载、在轨操控三个阶段中考虑不确定性因素影响的风险成本和功能模块的价值收益进行计算,得到分离模块航天器生命周期内的总成本、总价值收益和净现值(NPV)。用蒙特卡罗方法分析不同不确定性因素的分离模块航天器的成本与价值分布。设定优化目标和优化条件,用遗传算法优化分离模块航天器设计方案,提高分离模块航天器的投入产出比。 相似文献
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在轨释放、分离载荷动力学仿真研究 总被引:2,自引:1,他引:1
某些航天器需要在飞行过程中释放、分离载荷,由此涉及的动力学问题,关系到航天器平台与载荷的控制。文章主要对此类航天器的多体动力学问题进行研究,基于机械系统动力学仿真分析(ADAMS)软件平台建立了包括航天器平台、载荷和两类分离机构等在内的仿真模型,通过对三种在轨释放、分离载荷方案的分离过程动力学仿真结果对比分析以及参数化仿真分析,为载荷释放、分离方案设计提供参考。 相似文献
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针对分离模块航天器系统优化中存在计算量大、算法复杂度高的问题,提出了一种基于分层的分离模块航天器系统优化方法。该方法将系统优化问题分解为三个层次进行,顶层规划模块数和轨道高度,中间层优化组件配置,底层优化运载发射方案。其中顶层嵌套调用中间层,中间层嵌套调用底层,底层直接计算求解最优运载发射方案,避免了直接基于分离模块航天器全寿命周期仿真来优化运载发射方案。应用该方法对虚拟对地遥感分离模块航天器进行优化,结果表明,优化过程简单,计算量小,算法复杂度低,优化效果显著。 相似文献
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1995年2月8~10日,在美国加利福尼亚美国空间局举行了未来小型航天器技术专题研讨会。在这次会议上,第一次提出了综合利用模块(IUM)的慨念。 1 综合利用模块的技术状态 1.1 多功能(综合)结构按照以往惯例,航天器结构的功能一直是为了系统及其元器件提供支承和保护的,以便航天器在外部载荷及其压力作用下仍为一个紧密连接的整体和完好的功能系统。航天器的结构 相似文献
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美国航宇局签订小卫星合同美国航宇局最近着手实施小卫星计划,旨在提高美国在商用小卫星领域的地位。目前它已分别与TRW和CTA公司签订了遥感技术开路先锋航天器研制合同,总价值1.08亿美元。美国航宇局想以此向工业界展示它将如何进行项目采购和管理。从提出这... 相似文献
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《Acta Astronautica》2003,52(2-6):203-209
The spacecraft designed to support the ESA Mars Express mission and its science payloads is customized around an existing avionics well suited to environmental and operational constraints of deep-space interplanetary missions. The reuse of the avionics initially developed for the Rosetta cometary program thanks to an adequate ESA cornerstone program budget paves the way for affordable planetary missions.The costs and schedule benefits inherited from reuse of up-to-date avionics solutions validated in the frame of other programs allows to focus design and development efforts of a new mission over the specific areas which requires customization, such as spacecraft configuration and payload resources. This design approach, combined with the implementation of innovative development and management solutions have enabled to provide the Mars Express mission with an highly capable spacecraft for a remarkably low cost. The different spacecraft subsystems are all based on adequate design solutions. The development plan ensures an exhaustive spacecraft verification in order to perform the mission at minimum risk. New management schemes contribute to maintain the mission within its limited funding.Experience and heritage gained on this program will allow industry to propose to Scientists and Agencies high performance, low-cost solutions for the ambitious Mars Exploration Program of the forthcoming decade. 相似文献
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为解决连续推力空间悬停控制技术对航天器控制推进系统要求较高、工程上难于实现的问题,提出基于Clohessy-Wiltshire方程的多脉冲悬停控制方法。以轨道要素外推的飞行状态非线性预测方法和脉冲悬停控制量优化算法,对悬停脉冲进行了优化,可以实现主动航天器在目标航天器附近任意点的近似稳定悬停。给出的多脉冲悬停控制方法及控制量非线性优化算法考虑了地球非球形引力摄动J2项影响,补偿了Clohessy-Wiltshire方程的线性化误差,能有效提高悬停精度。仿真结果表明,多脉冲悬停控制方法的燃料消耗与连续推力悬停方法相比没有明显增加,不会对主动航天器带来过大的燃料消耗压力。 相似文献
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文章介绍了载人航天器真空环境下热平衡试验的必要性,热真空试验的特点、试验目的和试验项目,以及美国载人航天的热真空试验技术,特别是载人航天活动对热真空试验的特殊要求等。 相似文献
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缓冲气囊具有系统简单、质量轻、贮存体积小等优点,在航天器的返回回收与探测器的着陆缓冲中有较广泛的应用。美国的"探路者"、"机遇号"和"勇气号"火星探测器都采用了缓冲气囊系统作为其着陆缓冲装置。文章通过流体力学和热力学的理论推导,提出了可能会对气囊的着陆缓冲过程产生影响的气体参数,通过MSC Dytran软件仿真计算了不同气体参数下球形火星着陆缓冲气囊的缓冲过程,并分析了各参数对气囊缓冲特性的影响。研究结果可以为后续的气囊设计及试验提供帮助,并为中国下一步开展火星着陆探测任务提供一定的参考。 相似文献
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现有的航天器测试与运管程序通过word文档采用自然语言的方式进行描述,需要人工录入、集成、整合和校验,既浪费人力、时间,又容易因人为原因出错,不利于测试与运管程序在多用户间的快速交互,且存在安全隐患。针对该问题,借鉴NASA及ESA的PLEXIL、PLUTO、Timeliner-TLX、SCL等航天器指令设计经验,研究了面向航天器地面测试与在轨运管的航天器指令技术,该指令架构具备层次化、模块化、抽象化等高级程序特点,且具备对航天器进行工作过程监测与异常状态处置能力,便于航天器测试与运管程序的人机交互、数字化设计、交换共享与解译执行,可作为国内航天器测试与运管程序一体化设计的技术参考。 相似文献