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。     

环火星自主导航系统设计及参数优化研究

当前火星探测器环绕段的导航信息主要依赖地面深空探测网提供,基于光学成像的导航方式尚不能提供较高的导航精度。因此提出一种应用相对测量的探测器实现火星环绕段的自主导航。两颗编队飞行的探测器进行相对测量,观测信息为探测器之间的相对视线矢量(LOS)。同时利用主星的星敏感器确定星体在惯性空间的姿态,将观测信息转换至惯性系下获得简化的观测方程,使用扩展卡尔曼滤波器(EKF)对卫星的轨道进行确定。介绍了具体导航方案的实现方法和技术细节,使用粒子群优化方法(PSO)对模型设计的相关参数进行优化,导航精度得到明显提高。实现位置确定精度10 m,速度确定精度0.01 m/s。为设计最优的编队导航系统参数提供了有效思路。     

基于脉冲星和紫外敏感器的自主定轨定姿授时研究

为提高深空探测器的自主导航能力, 利用脉冲星导航的脉冲到达时间和脉冲星 角位置测量值、紫外敏感器中心天体质心相对于探测器的方向矢量和距离测量 值以及紫外敏感器输出的航天器姿态角, 以探测器在惯性坐标系下的位置和速度、 探测器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角、星载时钟钟差为系统状态变量, 通过联邦扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统的系统状态, 并利用火星环绕段 轨道数据进行仿真实验. 仿真结果表明, 该组合导航方法能够使火星轨道器 在环绕段飞行中同时进行定轨、定姿和授时, 且具有较高的导航精度和授时能力.      

火星车的研制试验

正1引言2020年7月23日,我国天问一号火星探测任务实施,目标是实现火星环绕和着陆巡视探测,对火星开展全球性、综合性的环绕探测,在火星表面开展区域巡视探测。火星探测器由环绕器和着陆巡视器组成,着陆巡视器到达火星表面后释放火星车。     

一种基于纯天文观测的火星车自主导航方法

提出了一种基于纯天文观测的火星车自主天文导航新方法.该方法仅需利用由星敏感器视场内测量得到的火星卫星(火卫一、火卫二)和某一恒星之间的星光角距,结合火星车的运动模型,通过Unscented粒子滤波方法,即可获得高精度的火星车实时位置信息.计算机仿真结果表明了该方法的有效性,同时对几个关键的精度影响因素进行了仿真分析.      

太阳敏感器辅助的分布式EKF-SLAM火星车自主导航方法

针对已有的SLAM算法在实时性和准确性方面无法满足火星车自主导航实际需求的问题,提出了一种基于航向辅助的分布式EKF-SLAM算法来实现火星车的自主导航定位。该方法利用双轴模拟式太阳敏感器获取太阳方位角,进而解算出火星车的航向信息并加入到SLAM的各子系统,从而构建了航向辅助的分布式SLAM系统模型,并采用联邦EKF实现分布式SLAM系统的状态估计,最终构建整体的天文航向辅助的分布式EKF-SLAM系统。最后,利用装载太阳敏感器的移动机器人在户外进行实验,实验对比结果证明了所提出算法的估计精度与有效性。     

嫦娥系列探月卫星无线电科学实验简介

在"嫦娥1/2/3号"系列探测任务中开展了行星无线电科学探测实验,这些工作包括:使用天文VLBI技术对探测器进行工程和科学测轨、定位观测,开环和闭环测速测距观测,基于微波观测重构和优化月球重力场模型,通过重力异常揭示质量瘤和撞击盆地。星载或器载主/被动雷达设备还用于探测月壤和月球内部结构。在"嫦娥2号"任务中,实现了对拉格朗日平动点利萨如轨道飞行的测控,以及对图塔蒂斯小行星的飞掠探测。在"嫦娥3号"任务中,实现了多通道开环3向相位测距和多普勒测速技术。该月球无线电相位测距技术LRPR作为一种新的空间测量技术,可以用于测定台站的位置、潮汐、星体的自转特性。还可以与月球激光测距技术LLR融合,监测月球动力学运动变化,并有潜力用于未来的火星探测任务。     

深空探测器在轨推力器参数辨识方法

针对中国首次自主火星探测任务需要，结合环绕器质量特性和推进系统布局构型，分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上，通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律，计算整器角动量变化情况，并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差；通过同组推力器作用时对各轴的扰动，解算整器质心坐标。利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况，解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对，实测推力方向偏差不超过0.6°，质心绝对偏差小于18mm，验证了计算方法的有效性和正确性，可作为后续轨控任务的点火方向制定、燃料预算的输入依据。     

火星探测UHF频段原位通信关键技术研究

火星是人类探索太阳系的下一个里程碑,由于地球和火星之间的距离非常遥远（最远距离约4亿千米,光行时约22min）,为了最大限度地完成火星车和地球之间的高效通信,火星车和火星环绕器之间的器间原位中继通信技术就显得尤为重要。针对大椭圆轨道下器间通信信噪比低、信号参数变化快、全自主要求高及质量功耗约束极为严苛等难点,提出了一种UHF频段器间原位通信技术,主要包括超高灵敏度高动态自适应信号解调、高精度多普勒测量、基于CCSDS Proximity-1的协议一体化集成融合和面向火星复杂环境的高集成度高收发隔离产品工程化设计,实现了捕获灵敏度优于-141dBm、解调灵敏度（1kbit/s）优于-134dBm、频率动态范围优于±26kHz、多普勒测量精度优于10mHz、收发隔离大于180dB、弧段内全自主高可靠高吞吐率通信及基于架构统型的系统/单机极限优化,相关指标优于美国系列火星探测器中的“Electra”。经祝融号火星车和天问一号火星环绕器、ESA“Mars Express”火星轨道器在轨实际测试,测试数据符合预期,为中国首次火星探测的圆满成功做出了重要贡献。     

基于火卫二视线测量的火星接近段自主导航算法

针对火星接近段导航通信时延大、存在通信盲区、自主导航可用观测信息有限等问题,提出了一种基于一组火卫二相对探测器视线矢量测量的天文自主导航算法,每个导航周期测量一组火卫二视线矢量可得到其中某一时刻探测器的完整轨道信息的估计值,该方法不依赖于轨道渐近线方向等先验信息。考虑到存在火卫二和火星在同一视场的情形,此时结合火星中心视线矢量方向以及火卫二的星历信息可估计出精度较高的探测器轨道半径,作为第一种方法的补充观测量,提高导航精度。最后给出仿真校验,验证了该方法的导航精度和可行性,表明该方案能够满足未来火星探测接近段自主导航需求。     

基于多源影像的探测器月面着陆点定位与精度验证

探测器月面着陆点高精度定位是探测器着陆的重要技术环节,也是地外天体探测器开展各项工作的重要前提.本文基于多源图像数据,利用图像特征匹配和多重覆盖影像定位技术,设计了探测器月面着陆点高精度定位方法,并使用嫦娥三号任务相关影像进行了定位实验与精度验证.在高精度图像匹配和几何变换的基础上,降落相机序列影像间的匹配精度达到子像素,LRO NAC影像与中分辨率降落图像的匹配精度优于1pixel,最终解算的嫦娥三号探测器着陆点坐标为（44.1196°N,19.5148°W）.本文方法综合利用了多源图像数据,不完全依靠着陆区DOM底图的制图精度,是对影像与DOM底图配准定位结果的进一步精化,在未来的月球着陆探测任务中具有应用价值.      

对一种月球与火星探测多程微波测量链路定轨定位的数值模拟初步分析

轨道器精密定轨与着陆器的精确定位在深空探测任务中具有非常重要的科学意义。对一种月球与火星探测多程微波测量链路的定轨定位能力进行了初步仿真分析,推导了这种多程微波测量链路的测量模型,分析了该模型的优势。模拟仿真分析结果表明,此测量跟踪模式的数据具有提升轨道精度的潜在能力,并且同时求得着陆器的位置。定量分析表明,在考虑坐标系转换误差,重力场误差,行星历表误差以及星上转发误差的情况下,模拟1 mm/s的噪声,对于月球探测器来说,轨道器的定轨精度可达几米,着陆器的定位精度有望达到分米量级;对于火星探测器来说,轨道器的定轨精度可达到数10 m,着陆器的定位精度可达到几米。     

中国深空测控系统建设与技术发展

我国深空测控系统是伴随着探月工程“绕”“落”“回”三步走战略的实施,从突破关键技术、初步建成系统到系统完善,逐步建立起来的,火星探测工程的实施将进一步带动深空测控系统能力的建设。站在历史的视角,从顶层设计、关键技术攻关和系统建设等方面,回顾了我国深空测控系统从无到有的发展历程,并结合未来深空测控技术的发展,对我国深空测控系统的发展前景进行了展望。     

“天问一号”火星探测器关键任务系统设计

“天问一号”任务是我国行星探测的首次任务,在国际上首次通过一次任务实现了火星“环绕、着陆、巡视”的三步跨越.“天问一号”探测器由中国空间技术研究院负责抓总研制,包括环绕器和着陆巡视器两个组成部分.对“天问一号”探测器的任务特点和概貌进行了介绍,对包括飞行过程、远距离深空通信、火星捕获过程、火星进入下降及着陆过程、火星车解锁驶离和火面工作等关键环节的设计方案进行了描述,对“天问一号”所取得的技术成果与创新进行了总结.     

载人火星探测飞行方案

对世界各国载人火星探测的研究情况进行了简要综述,研究了国内外有关载人火星探测飞行方案,提出了载人火星探测方案确定的原则和方案基本思想.给出了一种载人火星探测飞行方案的总体设计,包括飞行轨道方案和载人火星飞船方案等.尤其对轨道设计的重要的两个参数——速度增量和飞行时间进行了详细计算.最后给出了飞行轨道选择、火星飞船从地球到火星和从火星返回地球等的轨道方案和火星飞船各组成部分方案的详细设计结果.     

火星车双向抽展式转移坡道展开原理及特性分析

我国首次火星探测任务将于2020年实施,一步实现"绕""着""巡"的目标。着陆器在火星表面软着陆后,火星车能否沿转移坡道安全转移至火星表面,关系着本次任务的成败。从火星车转移坡道功能要求出发,提出了一种双向抽展式转移坡道方案,解决了大展出比、驱动共用、可靠展开等关键问题,对其展开原理及力学特性进行分析,并开展了模拟火星重力环境的展开试验,为我国火星车转移坡道设计提供参考。     

天问一号火星进入舱热控系统设计与验证

天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段,针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层,为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置,完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明,全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求,进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3℃,整舱平均控温功耗不超过43W,验证了进入舱热控系统设计的有效性。     

“嫦娥4号”中继星使命轨道段定轨计算与分析

"嫦娥4号"中继星是"嫦娥4号"探测器实现月球背面着陆与巡视的关键,目前正稳定运行在地-月L2点使命轨道上,该使命轨道为平均周期约14天的南族Halo轨道。因任务的需要,中继星本体系+Z轴需调整指向,处于正对太阳和非正对太阳两种状态。太阳光压在中继星+Z轴对日的情况下会加速卫星的角动量累积,增加卫星卸载喷气频次。基于中继星使命轨道段测控支持条件,采用重叠弧段法对两种状态下的中继星定轨精度进行分析与评估。结果表明,在中继星+Z轴非对日运行状态下,重叠弧段位置误差为1.6 km,速度误差为8 mm/s;在中继星+Z轴对日运行状态下,重叠弧段位置误差为0.6 km,速度误差为3 mm/s,这对中继星的长期运行具有重要参考价值。