航空电子设备NSEE试验评价方法

本文定义了航空电子设备大气中子单粒子效应(NSEE)硬失效、硬错误与软错误等大气中子辐射可靠性表征参数,提出了一套航空电子设备抗大气中子单粒子效应危害能力的试验评价方法,包括试验应力终止条件与起始条件的确定方法、M_NSEE预估方法、试验程序、试验评价方法等,并通过某航空用卫星导航接收机试验案例证明了该方法在工程应用中的可操作性与有效性,通过掌握数字信号处理(DSP)、静态随机存储器(SRAM)、现场可编程门阵列(FPGA)的NSEE敏感特性,可为航空用卫星导航接收机NSEE危害防控提供针对性的技术支持.本文为我国航空电子产品大气中子单粒子效应试验评价奠定了理论与应用基础,同时也为其他电子信息产品在大气中子单粒子效应试验评价方面提供了重要依据和参考.      

火星着陆自主导航方案研究进展

火星着陆导航技术是火星着陆过程的核心技术之一。围绕火星着陆环境特点与导航技术遇到的挑战,分析了目前火星着陆过程的导航能力和自主导航的发展趋势,并针对火星着陆过程的特殊性和导航需求,概述了火星着陆过程各阶段自主导航方案的研究现状与进展。进而从导航方案设计与配置、导航模型建立与仿真、导航方案性能分析等方面,对自主导航方案的最新研究进展进行了分析,并在火星着陆全过程自主导航方案综合仿真的基础上,获得了满足火星定点着陆要求的各阶段交接点应满足的导航精度。最后,基于目前技术现状和发展趋势,提出了构建"递进式三阶段"火星着陆自主导航方案的设想,可为未来火星着陆自主导航方案的设计与论证提供参考。     

基于红外波段船载星光定向仪白昼恒星探测技术

摘要： 白昼恒星探测技术是船载星光定向仪海上应用的关键技术之一.本文基于实测星图给出白昼恒星探测技术的理论公式和实现方案.该技术针对实测红外星图中的背景噪声、伪星点、坏像素、对灰度背景的适应性问题,分别设计星图滤波算法、多帧伪星点剔除算法、坏像素索引表以及多梯度渐进积分时间调整算法.通过外场观星和组合导航实验验证该技术的有效性和精度.     

有限时间收敛的阻力加速度跟踪进入制导律

摘要：针对地球或火星的大气层进入过程提出一种具有有限时间收敛性质的阻力加速度跟踪鲁棒制导律.将再入动力学方程抽象为一类带有不确定性及扰动的非线性系统,并针对该类系统提出一种基于滑模控制的有限时间鲁棒控制律.将所提出的理论方法应用于阻力加速度跟踪制导律的设计中,设计可使阻力加速度在有限时间内跟踪上标称值的制导律.仿真验证方法的有效性和先进性.     

利用经验正交函数分解的大气密度模式校准方法

热层大气密度产生的阻力是作用在低轨航天器上最大的非引力摄动,现有大气密度模式存在15%~20%的偏差,难以满足空间任务应用需要。采用NRLMSISE-00模式作为密度参考标准,通过修正Jacchia-Roberts经验大气模式温度参数校准密度,建立温度修正量与密度的参数方程。针对部分区域修正量迭代计算发散问题,采用改进高斯牛顿迭代法求解方程。选择经验正交函数（EOF）分解方法分析修正量的时空特征,并与传统球谐（SH）分析的结果进行比较。结果表明,前4阶EOF基函数与前9项球谐基函数分别可提取温度修正量超过85%与80%的变化特征,EOF分解方法对温度修正量的表示效率高于球谐分析方法。第1阶EOF基函数反映了温度参数的整体偏差,第2~4阶EOF基函数对应的时间系数表明温度修正量的变化具有天周期性,且球谐分析得到的时间系数同样具有天周期性的特点。利用前4阶EOF基函数和前9项球谐基函数重构的温度修正量校准Jacchia-Roberts模式,校准后的模式密度偏差分别下降了9.06%与5.37%,表明EOF分解方法与传统球谐分析方法相比,能够更有效地修正温度参数,改进模式精度。     

New trade tree for manned mars missions

Recent studies on human missions to Mars suggest revisiting the parameters that have the most important impact on the complexity, the initial mass in low Earth orbit, the risks and the development costs for the first journey to the red planet. In the last NASA reference mission, a trade tree is proposed.     

On the observability of Mars entry navigation using radiometric measurements

A thorough observability analysis of the Mars entry navigation using radiometric measurements from ground based beacons is performed. This analysis involves the evaluation of the Fisher information matrix which is derived from the maximum likelihood estimation. A series of navigation cases with multiple beacons are investigated, and both range and range-rate measurements are considered. The determinant of Fisher information matrix is used to quantify the observability of navigation system, while the trace of Fisher information matrix is used to determine the lower-bound of estimation errors. For one and two beacon cases, the navigation system is unobservable. However, the eigenvectors of Fisher information matrix give the observable and unobservable component. When three or more beacon measurements are employed, the states of entry vehicle become observable. Some valuable analytic conclusions on the relationship between the geometric configuration of beacons and observability are obtained consequently. Finally, simulation results from two navigation examples indicate that our effort is useful for understanding and assessing the observability of the Mars entry navigation using radiometric measurements.     

基于虚拟落点策略的月球返回飞船再入制导方法

针对长航程大偏差状况下阿波罗再入制导算法的精度退化问题提出改进,采用数值预测-校正方法规划和调制线性参数化的倾侧角剖面,给出了一种在全航程包络内适用的月球返回飞船再入制导方法。引入虚拟落点策略,在一次再入段利用算法预测能力预测二次再入段初始侧向偏差并进行前馈补偿,给出了简便有效的虚拟落点瞄准程序。大偏差任务想定下的蒙特卡洛仿真分析表明,该算法在3000km到10000km的再入航程范围内,能够确保偏差小于3km的落点精度。