“嫦娥二号”深空行

2011年6月9日15时30分,北京航天飞行控制中心。在经过8个多月的太空飞行圆满完成各项工程目标和科学探测任务之后,＂嫦娥二号＂卫星再次成为举世关注的焦点。与去年国庆节发射升空所不同的是,这次她将要在地面飞控中心的控制下,     

“嫦娥二号”卫星

<正>类别:属于月球探测卫星。用途:作为我国探月工程二期的技术先导星,其主要任务是为"嫦娥三号"卫星实现月面软着陆开展部分关键技术试验,并继续进行月球科学的探测和研究。     

嫦娥一号卫星的初步科学成果与嫦娥二号卫星的使命

嫦娥一号卫星于2007年10月24日在西昌卫星发射中心成功发射,2009年3月1日受控落月,在轨运行495d,一共取得了1.37Tbyte的原始科学探测数据,在此基础上生产出4Tbyte科学应用数据产品。通过对这些科学探测数据的初步分析和应用研究,已经获得了包括＂我国首次月球探测工程全月球影像图＂等在内的一系列科学成果,圆满实现了预期的各项科学目标,为推动我国月球与行星科学的研究和后续月球探测工程的开展奠定了重要基础。嫦娥二号卫星在嫦娥一号卫星取得圆满成功之后,进行了一系列技术改进,作为探月二期工程的先导星,将于今年年底前发射升空。嫦娥二号卫星从发射到第一次近月制动所经历的时间由13d缩短为5d,环月轨道高度由200km降低为100km,CCD相机的像元分辨率由120m提高到10m,激光高度计测量月面高程由1次/s提高到5次/s。嫦娥二号卫星将重点开展对月面着陆区地形地貌的精细探测,试验验证相关关键技术,为探月二期月面软着陆奠定科学和技术基础。     

搭建嫦娥二号信息链——航天科技集团公司九院704所精心研制嫦娥二号测控设备侧记

<正>举世瞩目的嫦娥二号卫星发射圆满成功后,在浩瀚的宇宙深空高速运转,准确接收来自地面的指令,对月球表面元素分布、月壤厚度、地月空间环境进行     

嫦娥二号卫星技术特点分析

嫦娥二号卫星是我国的第二颗月球探测器,作为探月工程二期的先导星进行飞行试验,并试验探月工程二期的部分关键技术,以深化月球科学探测。文章介绍了嫦娥二号卫星在轨道设计、高灵敏度X频段深空应答机等6方面的技术特点及解决措施。     

奔月之路——中国航天科技集团公司奋战嫦娥二号任务纪实

<正>2010年10月1日,西昌卫星发射中心,继嫦娥一号卫星圆满完成我国首次绕月探测工程之后,嫦娥二号绕月探测卫星作为我国探月工程二期的先行者,又踏上了奔月的征程。在嫦娥二号任务中,中国航     

“嫦娥”一号 让月球不再遥远

随着中国绕月探测工程运行的步伐铿锵临近,集千宠于一身、凝聚着中华民族千年梦想和希望的“嫦娥”一号绕月卫星即将离别地球,飞向距离我们38万千米外的月球,在绕月轨道上展开为期1年左右的对月探测活动。当然,这次“嫦娥”一号的出访并不是单兵作战,它将与身后的运载火箭系统、发射场系统、测控系统、地面应用系统一起组成绕月探测工程五大系统,既分工又合作地共同完成地球总部赋予的绕月探测任务,让这个距离地球38万千米的月球从此在世人的心目中不再遥远、神秘!     

中国“嫦娥二号”发射成功

2010年10月1日,中国第二颗绕月探测卫星“嫦娥二号”成功踏上奔月之旅。这是中国继美国、前苏联、欧盟和日本之后,第五个成功探月的国家或地区。     

嫦娥一号近期在轨试验成果丰硕

嫦娥一号卫星于2007年10月24日成功发射．至2008年10月24日．卫星达到规定的寿命指标要求并圆满完成了在轨探测任务．取得了大量的科学探测成果。基于嫦娥一号工作状态仍然良好、燃料充足的状况，为充分利用在轨资源．最大限度地发挥其科学和工程价值．增加探月工程后续任务的技术储备．根据有关部门论证确定的在轨试验方案．自2008年11月8日起。嫦娥一号共分三个阶段进行在轨试验。     

“嫦娥一号”的奔月路线

绕月探测工程卫星系统副总设计师孙泽洲介绍,"嫦娥一号"的任务是环月探测,设计寿命为一年,并且不再返回地球。它从地球发射升空后,先沿椭圆轨道绕地球转5～7圈,需要10～12天才可飞到月球附近。卫星飞行中有多次加速和减速过程,不同阶段卫星的飞行速度不一样,地月转移轨道入轨     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

电缆屏蔽金属网屏蔽效能的工程计算

金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.