SDI探测器研制计划

美国战略防御计划局(SDIO)已对助推段防御用的探测器提出了总的要求,并计划于1988年年初为其弹道导弹分层防御的中段拦截选定最佳的探测器组合。 助推段监视和跟踪系统(BSTS)是用来探测并跟踪助推段的洲际或潜射弹道导弹的,它是目前防御支援计划中导弹预警卫星的必然发展结果。 危险的工作环境 然而,BSTS要求能在非常危险的环境中工作。该系统要跟踪多枚导弹,识别导弹的类型,向整个防御系统传输数据,并在导     

美导弹防御系统计划于2008年首飞助推段动能拦截弹

美导弹防御局 (MDA)多层弹道导弹防御系统的助推拦截层———助推拦截弹 (KEI)将在 2 0 0 8年进行首飞。KEI系统能在敌方导弹发射几分钟内就将其摧毁。最初的地基系统将作为MDA全球弹道导弹防御系统中其他助推段、中段和末段防御系统的补充。KEI系统将由一个机动发射台、拦截弹     

用于空间防御的中性粒子束武器

核大战一旦爆发,苏联发射的洲际弹道导弹中的相当一部分将能够通过SDI分层防御系统的助推段防御层。这些导弹在进入助推后阶段后,将释放多个再入飞行器,其中既有弹头,也有大量的诱饵。SDI系统必须争取在飞行中段消灭其中的弹头,以减轻再人段防御的压力。但由于每个弹头周围都有许多个诱饵,因此首先必须识别真假弹头,才能有效地进行拦截。识别能力是对SDI分层防御系统最重要的性能要求之一。 特异的中性粒子束 根据SDI的任务要求,美国正在研制各种反弹道导弹武器,诸如动能杀伤弹丸及定向能粒子束等。其中有一种武器,由于它不仅具有杀伤威力,而且又     

月面软着陆探测器地面力学试验方法研究

月面软着陆探测器的主要任务是携带有效载荷实现在月球表面的安全着陆,其经历的主要过程包括发射段、地月转移段、近月制动段、环月段、着陆段和月面工作段。软着陆探测器面临的月球环境比近地轨道卫星复杂得多。为提高软着陆探测器系统的可靠性,必须进行充分的地面试验,验证软着陆探测器的设计合理性。文章分析了月球软着陆探测器在各飞行过程中面临的力学环境,分析了力学环境对探测器系统的影响及作用效果,提出软着陆探测器需完成的地面力学试验项目,设计相应的试验方法,并给出确定试验量级的基本原则。     

“嫦娥三号”年内转入正样研制

近期,中国空间技术研究院召开了嫦娥三号探测器2011年型号工作会,嫦娥三号卫星“两总”系统提出了“责任清楚,任务明确,目标不变;完成转段,标准不降,进度不延”的工作要求,进一步明确年内全面完成初样阶段研制任务并转入正样研制的任务目标。     

面向木星卫星交会任务的探测器飞行路径规划

针对探测器在木星系统内多次借力的飞行路径和轨道优化设计问题,提出了一种基于三层优化思想的飞行路径规划方法,该方法可根据给定的任务约束和交会目标,自动搜索探测器在木星系统内的借力飞行序列,同时完成标称飞行轨道的优化设计。首先,文章在给定轨道动力学模型和木卫借力模型基础上,建立了面向木卫交会任务的两次借力飞行轨道优化设计模型和求解方法;然后,采用结合遗传算法、全局遍历和贪婪算法的三层优化设计思路,给出了一种环木飞行路径规划方法;最后,以木星四颗卫星的交会任务为例进行了仿真分析。仿真结果表明：针对木卫的交会任务,探测器速度增量需求随木卫借力次数的增多,呈现先显著减小后逐渐增大的现象;探测器采用多次木卫借力的策略,可显著降低探测器的速度增量需求;探测器速度增量达到最优之后,借力目标收敛于交会目标,且速度增量随借力次数的进一步增多而逐渐增大。     

弹道导弹飞行弹道的特点

弹道导弹的飞行弹道分为助推段(从助推器发动机点火加速上升到烯烧完毕)、后助推段(从助推器熄火脱落,弹头母舱仍在继续飞行并投放弹头)、中段(靠惯性自由飞行)和末段(弹头重返大气层直到命中目标)。各阶段易被预警卫星探测     

空天瞭望

美国２００２年１２月１１日又进行了一次导弹防御计划下的拦截试验，但拦截弹未能命中太平洋中部上空的模拟来袭导弹。试验中，一枚改装的“民兵”２洲际弹道导弹（携模拟弹头）首先从范登堡空军基地发射升空。约２０分钟后，携带拦截弹的火箭从约７７２５公里以外的夸贾林环礁起飞。但拦截弹未能从助推火箭上分离，造成脱靶。２０００年进行的一次试验也曾出现类似问题。这次使用的助推火箭今后将不再使用。目前两种新火箭正在研制之中，将在２００３年年中开始进行飞行试验。参与本次试验的其它系统（包括雷达等探测器以及战斗管理、指挥…     

美军机载激光武器攻防对抗研究

机载激光武器(ABL)作为美国多层防御体系的重要组成部分,主要用来寻找、跟踪和击毁处于助推段的弹道导弹(BM).按照目前的发展计划,ABL一旦投入战场应用,将对BM的使用构成威胁.主要介绍了ABL系统组成及工作原理,分析了ABL反导作战过程、攻击能力及试验情况,最后探讨了反ABL的措施.     

月球探测软着陆与采样返回段弹道确定

针对月球探测中软着陆与采样返回段弹道计算问题,提出用数值逼近弹道确定方法。通过B样条对探测器状态进行建模,进而综合全弧段数据进行统计定轨的方法。由于样条法良好的数值逼近性能,使得该方法对探测器弹道异常复杂情况下的状态确定较为有效。对嫦娥三号探测器动力软着陆弧段进行了仿真与实测数据处理。分析了采样返回段的基本动力学与控制特征,为后续的嫦娥五号探测器的软着陆及其采样返回提供初步的可行弹道计算方法。在嫦娥三号探测器动力落月段实测数据处理中,通过评估,该段弹道确定精度优于100 m,其弹道末点与NASA的月球勘测轨道器（LRO）给出的结果差异优于50 m,证实了文章提出的软着陆弹道确定方法的有效性。     

嫦娥三号推进系统在轨推进剂耗量计算方法

嫦娥三号推进系统推进剂剩余量是探测器每次变轨前需要确认的重要数据,液体推进剂剩余量计算误差会导致对嫦娥三号探测器质量估计错误,从而导致预期目标与变轨结果发生偏差,需要对轨道进行修正,导致在轨推进剂消耗量额外增大.因此,选择合理的在轨推进剂耗量计算方法是圆满完成嫦娥三号探测器飞行任务的保障。通过比较各种推进剂剩余量测量技术的测量精度、测量可靠性及使用成熟度,同时考虑嫦娥三号推进系统的实际产品配置情况和研制试验情况,嫦娥三号探测器在轨推进剂耗量计算采用加速度计法和薄记法进行综合估算.其中,轨道机动时主要采用加速度计法进行计算,其他时段主要采用薄记法进行计算。飞行试验数据分析表明,该方法有效且精度较高,可以推广应用于空间推进系统在轨推进剂耗量计算。     

火星EDL过程动力学仿真平台

"进入、减速、着陆(Entry,Descent,Landing,EDL)"火星的过程是实现整个火星探测任务最为重要的阶段之一,着陆成功与否直接决定探测任务的成败。文章对火星探测器自身气动减速阶段、降落伞弹射拉直阶段、降落伞开伞充气阶段、降落伞全张满减速阶段等EDL关键过程分别建立探测器进入段六自由度动力学模型、降落伞理想拉直过程动力学模型、降落伞开伞充气过程动力学模型、物伞及弹性吊挂组合系统着陆过程动力学模型。并在此基础上研制相应的动力学仿真软件模块,将各模块按照EDL过程进行集成,实现模块间数据传递,形成火星EDL全过程动力学仿真系统。最后对"火星探路者"EDL过程进行了动力学仿真分析,校验了系统的有效性和可行性。该平台可用于火星EDL全过程动力学性能的分析与预测。     

动态新闻

嫦娥三号探测器完成方案设计将转初样研制 据中国航天新闻网报道，国防科工局探月与航天工程中心和中国航天科技集团公司2009年11月13日联合在北京召开嫦娥三号探测器方案转初样评审会，以嫦娥工程总设计师吴伟仁为组长的评审组一致同意通过嫦娥三号探测器方案转初样评审。这标志着嫦娥三号探测器完成了方案设计阶段工作，工程已进入一个新的研制阶段。     

速燃发动机在战略导弹助推段突防技术中的应用研究

助推段拦截是美国NMD，TMD系统的一个重要组成部分。这一作战方式对弹导弹的防提出了更高的要求，采用速燃发动机降低助推段高度，缩短助推时间是反助推段拦截的有效手段。以一种假定的三级固体助洲际导弹为对象，分析了提高燃速对导弹射程及助推段性能的影响，验证了采用速燃发动机技术提高导弹突防能力的可行性。     

载人探月任务中月基抛射探测概念研究

提出了一种利用月基抛射装置抛射无人探测器的任务概念构想。此抛射装置可采用电磁抛射、高压气体抛射或化学助推的方式。无人探测器的选取可根据任务特点的不同,采用球形探测器或弹丸形探测器。文章针对月基抛射这一探测形式开展了概念研究,对3种抛射方式进行了初步方案设计和对比分析,提出了球形探测器和弹丸形探测器的方案设想,以及针对上述两种探测器的初步着陆撞击防护方案。月基抛射探测的概念或可在未来载人探月任务中得到应用,对于未来载人探月任务的实施具有一定的参考意义。     

美国评估战术弹道导弹助推段拦截方案

美国评估战术弹道导弹助推段拦截方案在助推段对目标进行拦截有着许多优点：目标的飞行速度相对较慢并有明显的红外特征；此时目标还没有释放其子弹或多弹头，可将其作为一个单一的整体目标进行攻击；在助推段拦截成功后，碎片通常落在目标拥有者的领土上，不会落到它所要...     

研制能检测和跟踪助推段弹道导弹飞行的无人机机载红外传感器

为了防御战区弹道导弹威胁,美海军计划把红外传感器装进高空无人机内,进行助推段弹道导弹的检测和跟踪。海军研究办公室(ONR)准备用800万美元签订研制合同,要求把红外搜索和跟踪(IRST)系统与不会损害人眼睛的激光测距仪组合在一起,使用复杂的算法,引导截获系统击中敌方的弹道导弹,如在海湾战争中遇到的“飞毛腿”导弹。自海湾战争以来,对付弹道导弹防御已成为最高等级计划。     

高超声速飞行器非连续点火助推增程弹道设计

针对高超声速飞行器因防热烧蚀而制约整体射程的问题,创新提出了一种非连续点火助推方案,通过增大助推段射程的弹道设计方法提高飞行器整体射程能力,减轻后续段的射程压力。综合考虑动压、过载、控制和终端高度、速度、弹道倾角等约束条件,以助推段射程最大为目标函数,设计了非连续点火助推段飞行程序和纵向平面弹道优化模型,采用改进的梯度粒子群算法进行优化求解。仿真结果表明,改进的梯度粒子群算法能有效解决非连续点火助推弹道设计问题,设计的非连续点火助推弹道方案在满足各项约束的同时,助推段射程比连续点火方案提高了8.7倍,射程达到了4 800 km,增程的效果十分明显。     

天基导弹防御(续完)

与助推段拦截一样,中段拦截防御系统的主要部分也必须设置住空间的轨道平台上,或者设置在快速发射系统上。但是,中段拦截有两点与助推段不同:一是可供拦截的时间较长——对洲际弹道导弹而言,有20分钟左右;二是需要拦截的目标多,防御困难。来袭导弹在助推段之后将施放大量的诱饵和其它突防装置使防方需要跟踪和拦截的目标可能多达10万或20万个。在空间的真空环境中,每个目标都沿着极其相似的惯性弹     

离子推进系统在黎明号探测器上的应用及其思考

黎明号（Dawn）是美国NASA于2007年9月27日发射的对小行星Vesta和Ceres进行科学研究的深空探测器,目的是为太阳系演变的重要问题提供证据。在巡航和入轨后在轨运行阶段,黎明号都是以离子推进系统作为主推进。黎明号离子推进系统以氙气为推进剂,在发射后提供将近11km／s的速度增量（△V）。文章在对美国黎明号深空探测器离子推进系统调研分析的基础上,总结该离子推进系统的任务需求、系统方案、系统组成、技术指标与技术特点以及集成试验的情况,可为我国空间电推进系统的设计与应用提供参考。