带有冗余度的新型连续地月载荷转移系统动力学与能量分析

传统的连续地月载荷转移系统(CCPTS）存在可靠性低、转移效率差的问题。设计了带有冗余度的新型连续地月载荷转移系统(N-CCPTS）,其带有的一套冗余抓捕机构不但提高了系统的可靠性,而且可以运载载荷,将转移效率提高了1倍。计算和仿真结果表明,冗余机构对系统参数变化规律的影响是小量;在转移相同质量的载荷时,当椭圆轨道远地点的半径足够大时,N-CCPTS相比CCPTS更加节省能量。N-CCPTS可以为高效率的连续地月物资转移提供一种更加可行的方案。     

面内轨道转移过程中的绳系系统摆振特性研究

轨道转移过程中的绳系系统处于非开普勒轨道,导致系统呈现复杂的动力学行为并影响着星体的飞行安全,因此研究系统摆振特性具有重要的理论和实际意义。针对复杂的非线性和强耦合问题,利用动量矩定理建立绳系系统姿态动力学方程,以切向常值加速度轨道转移为任务背景,给出了系统质心运动轨迹;通过分析面内摆角的静态分岔现象,推导了面内、面外摆角的一阶摆动解析解;引入经典的珠点模型,研究系绳纵向和横向的振动特性,并分析了系绳摆动与系绳振动之间的耦合关系。仿真结果表明:面内轨道转移过程中,面内、面外摆角以固定的频率绕平衡位置做往返摆动,摆动频率大小以及平衡位置的变化均与系绳长度、推力加速度和所处轨道密切相关,面内摆角摆动频率接近轨道角频率时会引起共振现象,系绳在轨道转移过程中会出现大幅度横向振动等现象。     

基于大幅值Lyapunov轨道的地月转移轨道设计研究

基于平面圆形限制性三体问题模型,利用与绕月轨道相切的大幅值Lyapunov周期轨道,提出了一种新的地月转移轨道设计方法。根据Poincaré截面与限制性三体问题动力学系统对称性计算得到的大幅值Lyapunov轨道,通过与绕月轨道拼接,将地月转移问题转化为地球到大幅值Lyapunov轨道的转移问题。为保证探测器能够从近地轨道（LEO）切向逃逸到达大幅值Lyapunov轨道,通过计算其稳定流形,采用最近点作为Poincaré截面的终止条件求解探测器的初始状态,并根据初始状态完成地月轨道的设计。仿真结果表明,该地月转移策略相比于Hohmann转移,在同样只需要两次速度增量的前提下,约节约100 m/s的速度增量,该研究为地月转移轨道的设计提供了一种新思路。     

三体模型下二维平面地月转移轨道设计与特性分析

为提高地月转移轨道搜索速度和提供精确的初值猜测,在三体模型下研究了双脉冲地月转移轨道的快速设计方法及其轨道特性。首先基于三体模型建立了地心旋转系下地月转移轨道系统模型,选择物理意义明显的地月转移加速速度增量和地心旋转系对准角作为控制变量;其次在二体模型假设下给出控制变量的初值估计方法,提出了不同运行方向地月转移轨道的搜索策略,并采用序列二次规划算法对4种类型地月转移轨道进行求解,分析其控制变量差异;最后分析了转移时间、近地点高度和近月点高度对地月转移轨道的影响,以及月球引力对二体模型下初值估计的修正量。仿真结果表明,本文提出的设计方法能快速准确地搜索出指定类型的地月转移轨道,同时其轨道特性分析结论可为后续月球探测任务地月转移轨道选择提供依据。     

绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段，其中模型支撑是关键。创新性地设计了基于六自由度绳系并联支撑的旋转运动方式。提出定旋转角速度和定气流角2种旋转运动设计方法，推导得到旋转运动参数与模型位姿之间的关系式，并给出两者的关联；结合支撑系统动力学模型，设计绳长为控制变量的计算力矩控制律。通过ADMAS软件仿真和原理样机试验验证，结果表明所提设计方法可以实现飞机模型绕速度矢量变气流角定速率、定气流角变速率等复杂变参数旋转运动，且定气流角方法既能满足三自由度定耦合比关系，还能准确地模拟战斗机正飞/倒飞尾旋运动，这将为深入研究尾旋和大迎角机动特性提供技术支持。     

基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道设计

针对地月空间货运任务和环月轨道空间设施建设任务,提出一种弹道逃逸和小推力捕获相结合的新型地月轨道转移模式,并建立了一整套该类型轨道设计方法。首先,在三体模型假设下分别建立地心弹道逃逸轨道和月心小推力捕获轨道的二维极坐标动力学模型。对于弹道逃逸轨道,将地心旋转系对准角和地月转移加速速度增量作为控制变量,提出初值估计解析公式,并应用序列二次规划算法进行快速求解。对于小推力捕获轨道,以月心距为参考量设置与弹道逃逸轨道的拼接点约束,提出能量匹配方法预估飞行时间,采用最优螺旋轨道的初始伴随状态解析式预估近月点伴随变量初值。基于混合法和轨道逆推思想,采用人工免疫算法进行小推力捕获轨道求解。仿真结果表明,基于弹道逃逸和小推力捕获的地月轨道转移方式大幅降低了近月制动燃料消耗,能快速穿越地球辐射带,且飞行时间适中;同时,提出的轨道设计方法能快速搜索到基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道,验证了该方法的有效性。     

地月系低能转移轨道设计

分析了不同转移轨道间的性能指标,以黄道面与白道面交线作为庞加莱截面实现不同系统轨道的拼接,利用其中耗能最小的日地系稳定流形和地月系的不稳定流形设计了一条低能耗转移轨道.最后对不同轨 道进行了能量分析和对比,优化了国内提出的低能探月轨道.仿真结果表明,文中方法比直接通过霍曼转移节约21.1%的能量,对探月工程的轨道设计具...     

椭圆三体问题下月球L2低能逃逸轨道设计

针对圆形限制性三体问题下求解月球探测器逃逸轨道时,不能充分利用月球椭圆公转动力学特性节约逃逸能量的问题,对动力学模型进行拓展,在椭圆三体问题下建立月球探测器轨道动力学方程与能量表达式。首先通过理论推导,求解了探测器逃逸所需的发射能量与逃逸过程中的轨道能量随月地椭圆相对运动状态的数学表达式,对其进行分析发现,同一环月轨道上出发的逃逸探测器所需发射能量与地月距离呈正相关,而逃逸过程中探测器轨道能量变化与地月相向运动速度呈正相关,从而得出在月球接近其近地点过程中发射逃逸探测器可以最大限度节约发射能量的结论。在此基础上,引入庞加莱截面法设计探测器最低能量逃逸轨道。通过寻找使逃逸轨道所在不变流形的庞加莱截面收缩为一点的发射位置与能量,求解不同地月相位下的逃逸轨道能量需求,进而迭代求解能量最优逃逸轨道。最终,通过对比仿真结果得到,月球真近角为283°时发射逃逸探测器将最节约能量,与理论推导的结果相吻合。相对于圆形限制性三体问题下推导的最低逃逸能量,采用椭圆三体模型设计的低能量逃逸轨道可以节约8%左右的发射能量,对于深空探测等任务来说具有明显优势。     

电动力绳系离轨系统电流与拉力混合展开控制

电动力绳系离轨系统是一种典型的空间碎片主动消除技术,本文针对电动力绳离轨系统在初始阶段展开的控制问题,仅通过调节有限的系绳张力与电流,不依赖其他推进器,将导电系绳释放至期望长度并抑制系绳的摆动。首先,采用倾斜偶极子地磁场模型,建立考虑系绳质量的近地轨道二体电动力绳系卫星系统动力学模型;其次,在系绳张力与电流存在约束的条件下,采用反步法结合抗饱和辅助函数解决控制输入受限问题,并引入动态尺度广义逆实现了欠驱动电动力绳系统展开稳定控制问题;然后,应用Lyapunov稳定性定理证明了其闭环系统的稳定性;最后,在MATLAB/SIMULINK平台上进行了仿真验证。结果表明：通过调节系绳张力与电流,可以将系绳释放到指定位置,同时控制输入满足约束条件。     

绳系卫星轨道转移的最优控制

考虑系绳的弹性以及复杂状态和控制约束的作用,研究了绳系卫星面内轨道转移的最优控制问题。借助Gauss伪谱算法,将绳系卫星轨道转移的连续时间最优控制问题离散为大规模动态规划问题,进而利用非线性规划方法进行求解。通过数值模拟计算了子星最优转移轨道及最优控制力。结果表明:在满足相关约束的条件下,通过调节系绳张力可将子星从主星下方转移到上方的平衡位置,精确地实现子星轨道转移,并使得轨道转移过程呈现出良好的光滑性和对称性。最后基于协态映射定理对解的最优性进行了验证。     

小推力航天器的地月低能转移轨道

 在限制性四体模型下研究基于小推力方式的地月低能转移问题,通过借助于平动点轨道的相空间结构来揭示小推力转移的机理。重点研究了小推力转移自由飞行段的构造：经由LL₁点穿越获得最小能量的低能转移;而经由LL₁点Halo轨道穿越,得到(M,N)圈穿越轨道;由于Halo轨道相对于平动点增加了一维度的选择,根据(2,2)圈穿越轨道构造该转移的自由飞行段。在地球势阱逃逸和月球势阱捕获段,分别设计了合适的小推力的控制律及发动机开/关机时间,成功实施近地球段的小推力加速和近月球段的减速。尽管未对所得到的结果进行优化,所得转移轨道的燃料消耗也与类似边界条件的SMART-1轨道基本一致。     

Micromission spacecraft: a low-cost, high-capability platform for space science missions

The Ball Micromission Spacecraft (MSC) is a multi-purpose platform capable of supporting science missions at distances from the Sun ranging from 0.7 to 1.7 AU. In the baseline scenario, MSC is launched as a secondary payload on an Ariane 5 rocket from Kourou, French Guiana, to GTO using the Ariane 5 structure for auxiliary payloads (ASAP5). The maximum launch wet mass is 242 Kg and can include up to 45 Kg of payload depending on AV needs. The on-board propulsion system is used for maneuvering in the Earth-Moon system and injecting the spacecraft into its final orbit or trajectory. For Mars missions, MSC enables orbiting Mars for science payloads and/or communications and navigation assets, or for precision Mars fly-bys to drop up to six probes. The micromissions spacecraft bus can be used for science targets other than Mars, including the Moon, Earth, Venus, Earth-Sun Lagrange points, or other small bodies. This paper summarizes the current spacecraft concept and describes the multimission spacecraft bus implementation in more detail.     

空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响

空中发射可以明显提高火箭有效载荷,减少火箭发射场地的数量和高额的维护经费,缩短发射周期。本文研究了空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响,通过飞行轨道的模型简化,首先建立了火箭飞行的数学模型,然后定量地分析了发射高度和发射速度对火箭入轨后有效载荷的影响。研究结果表明：若提高发射高度和发射速度,可以明显增加有效载荷,且基本发射高度、发射速度分别与有效载荷表现为线性关系。相对地面发射来说,如果初始高度达到30千米,有效载荷提升到1.63倍;如果初始高度达到30千米,初始速度达到1000米每秒（约3马赫）,有效载荷将是传统地面发射的5.43倍。单纯从初始高度和速度的因素看,初始发射速度对有效载荷提升的影响更显著,故在考虑经济性情况下设计发射平台时应更加注重发射速度的提高。     

Earth-moon Trajectory Optimization Using Solar Electric Propulsion

The optimization of the Earth-moon trajectory using solar electric propulsion is presented. A feasible method is proposed to optimize the transfer trajectory starting from a low Earth circular orbit (500 km altitude) to a low lunar circular orbit (200 km altitude). Due to the use of low-thrust solar electric propulsion, the entire transfer trajectory consists of hundreds or even thousands of orbital revolutions around the Earth and the moon. The Earth-orbit ascending (from low Earth orbit to high Earth orbit) and lunar descending (from high lunar orbit to low lunar orbit) trajectories in the presence of J2 perturbations and shadowing effect are computed by an analytic orbital averaging technique. A direct/indirect method is used to optimize the control steering for the trans-lunar trajectory segment, a segment from a high Earth orbit to a high lunar orbit, with a fixed thrust-coast-thrust engine sequence. For the trans-lunar trajectory segment, the equations of motion are expressed in the inertial coordinates about the Earth and the moon using a set of nonsingular equinoctial elements inclusive of the gravitational forces of the sun, the Earth, and the moon. By way of the analytic orbital averaging technique and the direct/indirect method, the Earth-moon transfer problem is converted to a parameter optimization problem, and the entire transfer trajectory is formulated and optimized in the form of a single nonlinear optimization problem with a small number of variables and constraints. Finally, an example of an Earth-moon transfer trajectory using solar electric propulsion is demonstrated.     

Coronal Mass Ejections over Solar Cycles 23 and 24

This paper presents the results of in-orbit commissioning of the first Czech technological CubeSat satellite of VZLUSAT-1. The 2U nanosatellite was designed and built during the 2013 to 2016 period. It was successfully launched into Low Earth Orbit of 505 km altitude on June 23, 2017 as part of international mission QB50 onboard a PSLV C38 launch vehicle. The satellite was developed in the Czech Republic by the Czech Aerospace Research Centre, in cooperation with Czech industrial partners and universities. The nanosatellite has three main payloads. The housing is made of a composite material which serves as a structural and radiation shielding material. A novel miniaturized X-Ray telescope with lobster-eye optics and an embedded Timepix detector represents the CubeSat’s scientific payload. The telescope has a wide field of view. VZLUSAT-1 also carries the FIPEX scientific instrument as part of the QB50 mission for measuring the molecular and atomic oxygen concentration in the upper atmosphere.

     

奔月转移轨道的快速设计方法研究

 结合重叠圆锥曲线方法,针对着陆型和月球卫星型两种类型奔月转移轨道,给出了一种奔月转移轨道的快速设计方法。该方法是一种无需轨道数值积分的纯代数计算方法,直接从目标轨道参数出发,具有计算速度快、精度高的特点,避免了圆锥曲线拼接法精度差的缺点,可用于这两类奔月转移轨道的初始设计。该方法可为精确轨道计算提供较好的初值,大大缩短了轨道精确计算所需的时间。同时还针对地球扁率( J2 ) 的影响,给出了一种修正方法,提高了本方法的计算精度。     

Halo轨道转移及中途修正问题研究(英文)

This article addresses the design of the trajectory transferring from Earth to Halo orbit, and proposes a timing closed-loop strategy of correction maneuver during the transfer in the frame of circular restricted three body problem （CR3BP）. The relation between the Floquet multipliers and the magnitudes of Halo orbit is established, so that the suitable magnitude for the aerospace mission is chosen in terms of the stability of Halo orbit. The stable manifold is investigated from the Poincar6 mapping defined which is different from the previous researches, and six types of single-impulse transfer trajectories are attained from the geometry of the invariant manifolds. Based on one of the trajectories of indirect transfer which are ignored in the most of literatures, the stochastic control theory for imperfect information of the discrete linear stochastic system is applied to design the trajectory correction maneuver. The statistical dispersion analysis is performed by Monte-Carlo simulation,     

国际空间站有效载荷安全性认证工作探讨

通过介绍NASA针对航天飞机、国际空间站等航天器上有效载荷安全性认证方面的组织机构及其职责、需开展认证的有效栽荷及其分类、典型有效载荷的安全性技术要求、有效载荷安全性认证工作流程等方面的内容,提出我国空间站工程在有效载荷安全性认证方面开展相关工作的启示和建议,为后续空间站载荷开展上站认证、确保载荷在轨安全及空间站平台安全提供参考。