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为了完成对观测源的科学分析,需要对硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星进行在轨标定。利用卫星上携带的标定放射源、探测器元素活化后产生的活化线、荧光线及有谱线辐射的天体源,对探测器的增益和能量分辨率进行标定;利用Crab脉冲星的能谱完成高能、中能和低能望远镜有效面积的标定。通过HXMT卫星与射电望远镜和伽马波段望远镜对Crab脉冲星的联合观测,对时间系统进行检验。从联合计时残差对比发现,HXMT卫星的时间系统计时准确,并且高能、中能和低能望远镜的绝对时间精度优于100μs。 相似文献
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根据牛顿第二定律和万有引力定律,建立了空间探测器的运动微分方程,并以土星探测器为例,利用精确的数值积分方法对其轨道进行了设计和计算,在土星探测器的轨道设计和计算中,充分利用了有关天体的引力机动,有目的地使探测器飞过一系列行星来增加探测器的能量,从而大大降低了探测器的发射条件。 相似文献
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月面巡视探测器行为控制初探 总被引:1,自引:0,他引:1
阐述了月面巡视探测器几种行为控制结构的特点,详细阐述了巡视探测器的导航运动控制方式,研究了国外巡视探测器的导航运动控制特点;并以此提出了巡视探测器基于模糊逻辑的分层行为控制模式,举例说明了巡视探测器的行为描述方式。 相似文献
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小行星探测器在弱引力环境下无法采用传统的轮式机构进行移动。为解决该问题,采用反作用飞轮对探测器跳跃移动进行控制,并分析了该方案的可行性。根据Hertz碰撞定律及简化的Karnopp切向摩擦力模型,建立了探测器与地面的接触力模型。分析了轮控小行星探测器的起跳过程,给出了探测器静止起跳所需要的最小飞轮力矩关系。考虑到反作用飞轮存在惯性、粘滞、摩擦等情况,建立了轮控探测器的姿态动力学模型,并对探测器在均匀重力场下的连续跳跃过程进行了控制策略设计及仿真。结果表明:基于飞轮控制的小行星探测器跳跃移动在微重力环境下是可行的,且可以通过施加合适的控制力矩维持探测器跳跃的方向及跳跃过程的稳定性。 相似文献
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近年来,日本在空间探测方面一扫希望号火星探测器失踪的阴霾,连续成功发射了5个别具一格的空间探测器。其中月亮女神月球探测器和隼鸟号小行星探测器已出色完成了任务,在全球引起了较大的反响. 相似文献
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火星稀薄的大气使得探测器再入火星时难以获得足够的减速阻力,为此,文章提出利用磁阻尼增加阻力的概念。高速再入的探测器与火星大气剧烈摩擦产生等离子体,利用探测器上的磁偶极场将等离子体捕获,同时在火星大气中形成一个“磁泡”区域并跟随探测器。由“磁泡”束缚的等离子体与来流的中性气体发生碰撞获得动量,又通过磁场作用将动量传递给探测器,从而使探测器获得一定的减速阻力。在磁阻尼的作用下,在同样的开伞高度探测器速度可降至更低,而低速开伞又可提高阻力伞打开的可靠性。因此,磁阻尼不仅可加快降低再入速度,而且还有助于提高探测器着陆火星的安全性。 相似文献
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在深空激光通信中,为满足通信距离远、传输速率高的要求,常采用脉冲位置调制(Pulse Position Modula-tion, PPM)与单光子探测器(Single-Photon Detector, SPD)相结合的探测体制。本文从单光子探测器的恢复时间特性出发,推导了探测器单元探测概率和虚警概率模型,建立了基于信号或硬判决和最大计数硬判决的多元单光子探测器阵列误码率模型。仿真分析结果表明:在16-PPM调制和RS(15,8)编码(Reed-Solomon Codes,里德-所罗门编码)体制下,为实现1.22 Gbps的通信速率、误码率优于10-7,当探测器单元数为4时,探测器恢复时间应≤3.2 ns;当探测器单元数为25时,探测器恢复时间应≤10 ns。 相似文献
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火星探测器减速着陆技术特点 总被引:1,自引:0,他引:1
针对火星上的稀薄大气环境和火星探测器的着陆要求,对火星探测器减速着陆技术进行了系统的分析,探讨了火星探测器减速着陆系统、气动外形、降落伞和着陆缓冲等相关环节的技术特点,为未来火星探测器减速着陆系统的设计提供参考。 相似文献
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在月面巡视探测器漫游过程中,需要测量月面巡视探测器的位置和姿态信息,以使巡视探测器行驶在规划好的路径上,并确保其安全。定位系统可以采取多种方式。在文章中,利用着陆器立体视觉系统对月面巡视探测器定位方法进行了研究,它采用立体视觉测量技术以及彩色图像分割的方法,进行跟踪测量月面巡视探测器位姿信息,能够对惯导系统加里程计的定位方法进行修正,减小月面巡视探测器的计算工作量。在定位方法的研究中,采用彩色图像分割方法对月面巡视探测器进行识别,能够适应变光照条件,并且运算速度快,达到实时图像伺服控制的目的。通过月面巡视探测器上制作特征点及采用基于四边形约束的特征点匹配方法,提高了图像匹配概率。通过卡尔曼滤波技术,能够满足任意时刻的月面巡视探测器定位要求。 相似文献
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考虑到月球探测器着陆过程变推力发动机工作可能引发羽流热效应,通过差分求解N S方程与直接模拟蒙特卡洛(DSMC)耦合的方法,针对探测器变推力发动机羽流的连续流区与稀薄流区进行了数值模拟,获得了着陆过程不同状态探测器表面的羽流气动热流密度分布,分析了探测器在不同高度及坡度受到的羽流热效应,研究了探测器因落月惯性与发动机延时拖尾等特殊工况羽流气动热的影响程度。数值模拟结果表明,探测器受到的羽流气动热影响总体随着发动机出口与月面间距离减小而急剧增强,随着距离减小至0.434 m,热流密度最大值为429 kW/m 2 ,而且月面坡度对羽流热效应有减弱作用。研究结果可为探测器关机策略的制定提供支撑,为探测器关键部位的热防护提供输入,为探测器整体的设计优化提供服务。 相似文献
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月面软着陆探测器地面力学试验方法研究 总被引:1,自引:1,他引:0
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。 相似文献