朗缪尔探针在轨快速除污染技术研究

讨论了一种朗缪尔球形探针在轨快速去除表面污染的技术方法. 朗缪尔探针是空间等离子体原位探测的一项重要手段, 广泛应用于各种航天器. 探针传感器表面被污染时, 会造成探针I-V特性曲线失真, 从而导致探测获得的等离子体参数产生偏差. 通过试验验证了采用探针传感器加载高压的技术, 其可快速有效清除传感器表面污染, 确保朗缪尔探针在轨探测获得实时、准确的空间等离子体信息.      

火星探测器自主导航方法综述

火星是人类深空探测的重要目标之一,火星探测器的自主导航是探测任务的重要支撑技术。针对火星探测器自主导航方法的国内外研究现状进行综述与总结,讨论和分析了火星探测器自主导航可行的导航信标和测量手段,对自主导航算法需要研究的关键技术进行了梳理和探讨,提出了火星探测器在巡航段、捕获段和环绕段等不同阶段场景下的测量手段、自主导航方法的建议和设想。     

火星探测巡航段天文自主导航方法研究

对于火星探测巡航段的自主导航问题,提出了一种基于太阳及行星观测的自主导航方法。在巡航段初期及后期,根据探测器在太阳系中的位置关系,分别选择太阳、地球及太阳、火星作为观测目标,采用星载太阳敏感器和光学相机测量导航天体实现矢量,建立观测方程。利用非线性扩展卡尔曼滤波,分别建立两种观测方案对应的导航算法。仿真结果表明巡航段导航定位精度优于100 km,定速精度1 m/s。该方法实现简单,系统资源要求不高,对未来火星探测具有一定的工程参考价值。     

某机载探测系统自主回收技术的实现

针对某机载探测系统探头回收自动化程度低的问题,提出了在无需操作员干预情况下实现探头自主回收的技术方法。采用了先进的控制算法,将缆位角与探头、缆长进行结合并引入了绞车控制系统,使绞车对探头的回收速度及缆长可进行实时调整,并给出了3种不同缆位角摆动条件下缆长与探头回收速度的控制曲线关系。研发了自主回收装置,设计了能够实现自主回收功能的探头回收机构。实验验证表明：在无需人为干预的条件下,在缆位控制系统及自主回收机构的配合下,系统实现了对探头快速、安全的回收。     

火星探测VLBI测定轨技术

我国将于2020年首次发射由环绕器和着陆巡视器组成的火星探测器,火星探测器的跟踪及精密测定轨是完成工程任务和科学探测的基础。火星探测器的跟踪和测定轨,目前主要采用基于地面无线电测量的测距、测速和甚长基线干涉VLBI测角3种手段。主要针对VLBI技术予以介绍,主要内容为:△DOR型VLBI技术在国内外的应用情况、火星探测器VLBI测定轨技术分析、基于同波束VLBI的火星车定位技术、火星探测器VLBI观测等。这些内容对我国的火星探测器测定轨有重要的应用价值。     

一种平面约束辅助测量的深空探测器自主天文导航方法

深空探测任务中自主导航测量误差是影响深空探测自主导航系统精度的主要影响因素。针对抑制自主导航测量误差的问题,提出一种平面约束辅助测量的深空探测器自主天文导航方法,该方法在对系统非线性不等式几何平面约束建模的基础上,利用序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)非线性规划方法,对深空探测器自主天文导航系统的非线性不等式约束进行非线性规划,直接辅助减小深空探测器自主导航系统的量测误差;利用CKF-SQP量测优化非线性约束滤波方法,对深空探测器自主导航系统的状态进行估计,进一步减小系统随机误差。仿真结果表明:所提方法可以有效抑制测量误差,实现深空探测器高精度自主导航。该方法可为深空探测器提供一种可行的高精度自主导航方法。     

月球探测器发射机会分析

发射月球探测器实际上是使探测器与月球交会的问题,由于月球位置的变化,选择不同的交会日期相应的地月转移轨道是不相同的。文章分析了月球在一个恒星月内位置变化与相应的地月转移轨道升交点赤经和近地点幅角变化的关系,在这个基础上讨论了发射机会和发射窗口问题。     

卫星天线辐射方向图的计算

利用几何绕射理论分析了卫星星体和太阳翼对卫星天线辐射场的影响 ,建立了一套以数值分析和仿真技术为主的卫星天线辐射场的预估方法 ,克服了传统设计与测量技术难于解决的问题。给出了一些数值计算验证 ,并结合型号设计 ,进行了实验验证。验证结果表明文中所作的理论分析和在此基础上开发的仿真算法和软件是可靠有效的。     

实时工业以太网EtherCAT时序特性分析系统

分析了实时工业以太网的特点,提出一种时序特性分析系统,该系统硬件部分包括数据侦听器和监听计算机;软件部分是安装在监听计算机上的时序分析仪.数据侦听器是以现场可编程门阵列(FPGA,Field-Programmable Gate Array)为核心的硬件单元,主要功能是捕捉被监听链路上的数据帧,提取并封装原始帧的信息生成一个Probe帧,随后转发原始帧和Probe帧到监听计算机.Probe帧是提出的一种专门用于实时工业以太网时序和功能分析的以太网数据帧.时序分析仪解析Probe帧中封装的信息,按照用户设置进行计算统计后,以图形化的方式显示分析结果.最后,构建基于实时工业以太网EtherCAT的实验系统进行功能验证.实验结果表明,时序特性分析系统能够完成对实时工业以太网数据的在线捕捉和离线分析,并能清晰、直观的显示被监听链路和器件时序特性的解析结果.     

Penetration testing for the Optical Probe for Regolith Analysis (OPRA)

The Optical Probe for Regolith Analysis (OPRA) is a spike-shaped subsurface analytical probe that will be delivered to a planet, asteroid, or cometary body by a lander and/or rover. OPRA will be pushed down into the subsurface to record near infrared spectra as a function of depth down to maximum of 50 cm. Therefore, knowledge of the required penetration force to specific depths can be helpful in estimating the length of the probe. Test probes covering the anticipated diameter (2.5, 1.9, 1.2 and 0.9 cm diameter) and tip angle (T.A. = 30°, 60°, 90° and 120°) of OPRA were inserted mechanically into dry playground sand. The results showed that tip angle does not have a major effect, while probe diameter and density of the regolith are the most important parameters. Increasing probe diameter from 0.9 to 1.9 cm (i.e. a factor of 2) leads to an increase in penetration force from 200 to 1000 N (i.e. a factor of 5) at 20 cm depth. An increase in bulk density (B.D.) from 1550 to 1700 kg m⁻³ leads to an increase in penetration force from 10 to 200 N at 20 cm depth. Bearing capacity theory was used to explain the downward movement of the penetrometer through regolith and showed good agreement with the experimental results. This model was then used to take into account the effect of gravity on other planetary bodies. We observed a good agreement between the theoretical model and results from penetration testings on the Moon by the Apollo missions. Since the maximum allowed force for penetration is the weight of the lander/rover on their targeted planetary surface, our results put a strong constraint on the maximum reachable depth without endangering the whole mission.     

Concept options for the aerial survey of Titan

Various aerial platforms intended for long endurance survey of the Titan surface are presented. A few novel concepts are introduced, including a heated methane balloon and a balloon with a tethered wind turbine. All the concept options are predicted to have lower scientific payload fractions than the Huygens probe. It is concluded that the selection of the best aerial platform option depends on more accurate mass estimates and a clear decision on whether, or not, in situ surface composition measurements are required in conjunction with aerial remote sensing.     

天基朗缪尔探针传感器设计与仿真

朗缪尔探针是进行空间等离子体电子密度和温度就位测量的重要仪器, 在电离层卫星探测和火箭探测中应用十分广泛. 传感器设计的合理与否是影响朗缪尔探针探测结果的关键因素之一. 朗缪尔探针传感器的结构本身比较简单, 但传感器的设计要受到多种物理条件及工程条件的限制, 其中, 有些限制条件相互制约甚至相互矛盾, 必须综合进行考虑. 从传感器形状、大小和表面材料的选取三个方面分析了朗缪尔探针的各种限制条件, 给出了一种原型朗缪尔探针的设计, 并通过仿真计算验证了该设计.      

Design and Verification of the Feet Design used for the “Heat Flow Property Package Instrument” (HP3) on-board the Mars Mission InSight

The HP³ instrument measures the thermal flux through the Martian crust using a penetration probe. Launched on the InSight mission in 2018, HP³ was deployed for penetration activities in the beginning of 2019. During initial operation, the instrument is vulnerable to slip, due to a combination of low system mass (3.3 kg on Earth), shocks delivered by the penetration probe’s action, and the possibility of an inclined attitude on the surface. An uncontrolled position change of the instrument on the surface can reduce the scientific output and even lead to a loss of the experiment if the probe’s supporting structure moves laterally. Naturally, the design of the feet has major impact on the total amount of slippage. A new design for the feet with a high slippage resistance capability at a low level of complexity and mass was developed for this instrument’s supporting structure. The design provides sufficient slippage resistance while fulfilling the challenging set of requirements for a Mars surface mission. The design was verified by test campaigns which emulate launch environments and operational behavior on Mars. This paper gives a detailed overview of the HP³ instrument itself, the relevant requirements, the complex different test campaigns and the final flight design.     

齿轮测量中心测头数据采集系统

提出了齿轮测量中心电感测头的新型数据采集系统,包括以集成开关构成的新型相敏检波器和以单片机为核心的数据采集系统,可以应用于各种电感信号的处理,具有较强的通用性。     

有大气行星悬飞探测初步设想与可行性探讨

提出了一种有大气地外行星悬飞探测方式,该探测方式是利用被探测天体存在大气的环境特点,实现探测器在被测天体的"飞行"机动,克服目前已有的环绕探测、着陆探测、巡视探测和采样返回探测四类无人深空探测方式受地形、地貌约束无法实现大范围机动就位探测的不足。提出了悬飞探测器的典型任务工作模式设想,建立了悬飞探测器的六自由度动力学模型,并针对太阳系内典型的有大气行星环境(火星和土卫六)特点,给出了悬飞探测器的动力学特性并开展了仿真分析。在此基础上,首次提出了悬飞探测器的可行性约束系数,为悬飞探测器在深空探测的可行性研究提供了理论依据。     

月球探测器软着陆机构展开过程的运动学分析

软着陆机构是月球探测器实现软着陆的关键部件。针对一种四腿式软着陆机构方案,论述了该软着陆机构展开的工作原理,分析了机构的奇异性,推导了机构不发生奇异的条件,建立了展开机构的运动学方程组,采用Newton-Raphson法求解了该非线性运动学方程组,获得了主支撑杆运动参数的变化规律。     

磁层电场仪前端信号处理电路研究

针对磁层稀薄等离子体环境中的电场测量,设计了一种电场仪前端信号处理电路方案.双探针电场仪通过向等离子体输出驱动电流,测量两探针间的电位差,从而测量空间电场的探测仪器.在磁层稀薄等离子体环境下,等离子体阻抗较高,电场仪探针将工作在较高的工作电压上.若探针电压接近或超过电路耐压值,则可能会影响探测结果,甚至损坏电场仪.本文结合低偏置电流的电压跟随方案和反馈悬浮电源控制方案,解决了稀薄等离子体环境中电场测量的弱电流采样和高动态电位处理问题,并采用低噪声元件和特殊电路设计,控制电路噪声.测试结果显示,本方案可使探针适应±100V的悬浮电位,实现150kHz带宽的电场信号测量,且噪声小于14nV·mHz-1/2,满足目前空间电场仪测量精度需求.      

Dust environment models for comet P/Halley: Support for targeting of the GIOTTO S/C

In March 1985 ESA's GIOTTO spacecraft will fly by P/Halley's nucleus at a distance of a few hundred kilometres. The near nucleus dust environment the probe will traverse poses a hazard with respect to physical damage as well as to attitude disturbance with the possible loss of ground station contact. To predict S/C survivability and dust impact rates for the experiments, a model of the spatial distribution of the dust in the nucleus' vicinity is required. In the ‘dynamic’ model, the local spatial dust density is derived from exact expressions for the dust particle dynamic motion. The model has been implemented in a software system which allows for fast simulations of a cometary fly-by.     

微型探头-传感系统高频响应特性模型适应性

为了拓宽微型探头-传感系统的可用频带,满足高频压力信号的测量需求,需对系统的频率响应特性进行研究,并分析现有数学模型对不同结构微型探头-传感系统的适用性及预测精度。对5种典型结构的微型探头-传感系统进行了判定和划分,综述了现有微型探头-传感系统的频响预测模型、假设条件及模型修正方法。为对理论数学模型进行定量评价,计算得到了不同结构微型探头-传感系统的谐振频率、截止频率和工作频带（幅值误差±5%）,并与数值仿真和实验结果进行了对比。结果表明:对于引压管较短的谐振腔,利用Panton模型计算其谐振频率,误差可控制在1%以内;对于引压管较长及带有测压孔的结构,B-T模型的预测精度最高。对实验用微型探头-传感系统进行了优化设计,并用于超声速凝结自激振荡现象的研究。结果表明:优化的微型探头-传感系统频响特性可满足高频（约10 kHz）压力波动信号的动态测量需求。      

月球探测器软着陆机构发展综述

综述了月球探测器软着陆机构的发展概况;分析了国际上月球探测器软着陆机构的结构组成、工作原理及特点。对不同展开机构和缓冲器特点进行了分析,预测了月球探测器软着陆机构的发展趋势。