“嫦娥4号”中继星任务轨道确定问题初探

"嫦娥4号"任务将采用着陆器、巡视器和绕飞地月拉格朗日L2点中继星进行月球背面的探测,中继星已先期发射,进入环绕地月L2点的晕(Halo)轨道。在中继星使命轨道动力学模型的基础上,通过相关仿真工作,开展了中继星在Halo轨道上的摄动源量级及影响定轨预报的主要因素分析,结果表明:太阳光压摄动是其主要影响因素。为降低其相关影响,提高定轨精度,在太阳光压球模型的基础上,结合中继星在轨运行特点及其星体结构特点,提出了一种求解光压等效面积的方法。经仿真分析,使用修正后的太阳光压球模型进行定轨求解,速度精度可提升约一个量级。     

月球中继通信卫星系统发展综述与展望

中继通信是一些月球探测任务中必须解决的关键问题,特别是月球背面和两极地区的着陆和巡视探测任务以及载人登月任务。对国内外月球中继通信卫星的研究和发展情况进行了综述,在对月球中继通信任务需求分析的基础上,从中继通信体制选择、轨道选择等方面对月球中继通信任务的实现途径进行了分析,并对月球中继通信技术的未来发展进行了展望。     

环月轨道一体式星敏感器热设计及仿真验证

文章提出了一种适用于环月轨道条件下的一体式星敏感器的复合热设计方案。一体式星敏感器自身热耗集中,在环月轨道条件下受太阳辐射和月球红外辐射共同影响,散热条件恶劣。利用热管、热控涂层、多层和电加热器等热控措施相结合的方法,解决了环月轨道条件下的一体式星敏感器的散热问题。通过仿真分析,星敏感器最高温度36.7℃,满足单机温度要求。     

“嫦娥三号”探测器月尘环境分析及试验要求

"嫦娥三号"是我国首个成功实施地外天体表面就位探测的航天器,在其研制过程中充分考虑了月面环境对探测器的影响,开展了针对性设计及地面验证工作。文章综述了探测器针对月尘环境方面的设计因素,总结了月面月尘激扬的因素及其相关数值分析工作,对月尘验证试验的设计及条件制定进行了说明。相关结果或工作思路可为后续月面探测器及火星表面探测器的研制提供参考。     

模拟载人探月中航天员空间辐射风险评估

空间辐射是长期载人航天飞行任务中影响航天员健康的重要风险因素。为了探求载人探月过程中对空间辐射的合理防护方式,文章借助空间辐射场模型对"嫦娥三号"飞行任务在不同质量厚度材料屏蔽下的舱内空间辐射环境进行了仿真计算,并确定了航天员各器官接受的空间辐射剂量、剂量当量以及有效剂量等辐射防护量以进行辐射风险评估。结果表明,随着屏蔽厚度的增加,航天员的各组织或器官的吸收剂量和剂量当量以及有效剂量均明显降低;采用质量屏蔽的方法对低于100 Me V的质子具有很好的防护效果,但对高能质子或重离子的防护效果不明显。计算和分析显示,载人探月过程中,只要采取适当的防护措施,航天员的空间辐射风险是可控的。     

基于轮地作用参数和PLSDA方法的月壤力学性能评估

为评估在轨月球车周边环境月壤力学性能,以月球车辙信息、轮上载荷和滑转率作为基本参数,提出了16个二元及三元标识量,结合偏最小二乘判别方法(PLSDA)建立评估月壤力学状态模型。根据容重对模拟月壤力学状态进行分级,分别为松软状态、自然状态和紧实状态。应用轮壤相互作用试验台共采集247组试验数据,每种模拟月壤状态的试验数据按照2:1比例随机划分为校正集样本和预测集样本,最终校正集和预测集样本个数分别为166和81个。考虑到原始数据值相差大和所提出部分标识量包含冗余信息的特点,因此在建立PLSDA模型时,应用均值中心化预处理方法对原始数据进行数据预处理,并优选10个标识量建立识别月壤力学状态的PLSDA模型,对应的校正集的准确率和预测集的准确率分别为90.96%和90.12%。结果表明,应用PLSDA方法并结合月球车的车辙信息、轮上载荷和滑转率以及优选标识量所建立的评估月壤力学状态判别模型,其计算快速准确,可用于月球车在轨评估车轮前方月壤的力学特性和通过性能评估。     

拦截弹道快速设计方法

针对传统优化算法在解决多约束条件下拦截弹道设计问题时迭代计算耗时过长的缺点,提出了一种快速拦截弹道设计方法.该方法基于人工神经网络的非线性拟合技术,先通过普通优化算法进行离线样本计算,对样本中目标位置和优化得到的飞行程序参数进行输入-输出映射拟合训练,从而实现在给定目标位置的情况下对最优飞行程序参数的快速计算,达到提高拦截弹道设计效率的目的.经过数值仿真验证,将该方法应用于拦截弹道设计,在保证良好命中精度的同时,设计所需的计算时间大大减少,从而提高了弹道设计的时效性.      

Analysis of spacecraft motion under constant circumferential propulsive acceleration

This paper reassesses the classical circumferential-thrust problem, in which a spacecraft orbiting around a primary body is subjected to a propulsive acceleration of constant modulus, whose direction is in the plane of the parking orbit and orthogonal to the spacecraft-primary line. In particular, a new formulation is proposed to obtain a reduction in the number of differential equations required for the study of the spacecraft propelled trajectory. The mathematical complexity of the problem may be further reduced assuming that both the propulsive acceleration modulus and the spacecraft distance from the primary body are sufficiently small. In that case, an approximate model is able to accurately describe the characteristics of the propelled trajectory when the parking orbit is circular. Finally, using the data obtained by numerical simulations, the approximate model is extended to generate a set of semi-analytical equations for the analysis of a classical escape mission scenario.     

计算模拟月壤颗粒吸收及散射特性的一种球叠加模型

针对模拟月壤复杂的外形特征以及多相非均质的微观结构,提出了一种计算模拟月壤颗粒吸收及散射特性的球叠加模型。根据模拟月壤颗粒的形状指数和分形特征识别结果,归纳了4种主要的模拟月壤颗粒类型,并采用蒙特卡罗光线跟踪法研究了这4种颗粒在单色平行光照射下的吸收及散射特性。与已有的非球形颗粒辐射特性的算法比较显示,该模型具有良好的计算准确性。在数值计算的基础上,分析了颗粒尺度参数及光学常数对其自身辐射特性的影响,并通过改变平行光照下的光线入射角度,分析了非球形颗粒的朝向对其自身辐射特性的影响。由计算结果推断,该模型不仅可以应用于计算模拟月壤颗粒的辐射特性,还可以满足其他适用于几何光学近似的非球形粒子。