近地小行星采矿与防御计划发展现状

近地小行星交会、绕飞、着陆与采样返回技术经过数10年的发展日趋成熟。美国的OSIRIS-Rex对C类小行星进行特征分析与采样,日本宇宙航空研究开发机构的“隼鸟-2号”任务目的是小行星深层采样。美国国家航空航天局（NASA）和欧洲空间局（ESA）的小行星探测任务开始转向行星防御领域。NASA的ARM（Asteroid Redirect Mission）计划是开展小行星抓捕与轨道重定向,ESA联合NASA提出了小行星撞击与偏转评估计划,拟对双星系统开展撞击实验,为行星防御提供技术积累。此外,行星资源公司和深空工业公司分别规划了小行星商业采矿的蓝图,并已开展相关的在轨技术验证。对近地小行星的探测历程进行了回顾,重点介绍了OSIRIS-Rex、“隼鸟-2号”、NASA和ESA的行星防御计划及小行星采矿公司的商业采矿战略规划,总结了未来开展行星防御与采矿的关键技术。     

近圆参考轨道卫星编队的安全性

针对近圆参考轨道卫星,利用相对轨道要素对编队构形进行了统一描述,提出了编队卫星在垂直于轨道平面方向相对运动最小距离的计算公式,分析了J2摄动对卫星编队安全性的影响。仿真结果表明环绕星在轨道平面内和垂直于轨道平面内的相位差对编队安全性的影响较大,给出的提高编队卫星安全性的措施可为卫星编队的实际工程应用提供参考。     

双星系统L1点悬停探测控制器设计与仿真

双小行星系统探测具有重要的科学意义,受其复杂动力学环境影响,探测任务极具挑战。利用球谐函数法对双星系统进行引力场建模,求解双星系统平动点,并选取其内部共线平动点L_1点作为双星系统悬停探测目标位置。采用航天探测实际任务中常用的脉冲推力式发动机,设计了一种原理简单、便于工程实现的常值切换bang-bang控制器。以69230Hermes双星系统为例,将Hermes近似为双椭球系统,仿真分析航天器在Hermes双星系统L_1点悬停飞行的控制效果,验证所提控制策略有效性。     

载人小行星探测的总体方案设想

载人探测近地小行星的工程规模和技术难度介于载人探月和载人火星探测之间,是人类开展载人火星探测和飞向更遥远深空的跳板,对于航天技术的发展和科学问题的探索有着极其重要的意义。在调研国外载人小行星探测方案设想的基础上,结合我国航天技术现状和发展趋势,提出了一种载人小行星探测的总体方案设想,并梳理了载人小行星探测的关键技术。研究成果可以作为我国载人小行星探测任务论证和设计的有益参考。     

椭圆轨道编队的构形变化控制方法

推导了椭圆轨道编队的一些典型构形模态,指出椭圆轨道卫星编队的模态不同于圆轨道的构形模态,是极为丰富的。基于T-H方程的解析解,推导了副星在沿航向常值推力作用下的椭圆轨道编队的构形变化控制方法。推导的构形变化控制方法,通过合理的选择控制量的作用时刻,可达到大量节约燃料的目的。最后,给出仿真算例。     

近圆轨道卫星编队捕获技术研究

基于近圆参考轨道的假设,研究处于同一入轨点多颗卫星的编队捕获方法.首先由高斯型拉格朗日轨道摄动运动方程得到轨道坐标系中控制冲量与轨道根数偏差的关系,基于近圆轨道的条件简化并带入相对运动方程,得到控制冲量与相对运动的关系表达式;通过深入分析各个方向(径向、沿迹向与轨道面法向)的控制冲量对相对运动的影响,给出了分别用径向与轨道面法向控制冲量组合和沿迹向与轨道面法向控制冲量组合实现编队捕获的两种控制策略;最后给出了一个空间圆编队捕获实例,并从燃料消耗、施加冲量次数及捕获时间等角度对比研究了两种控制策略的特点.仿真结果表明,这两种控制策略简单、实用,能够较好地解决近圆轨道卫星编队的捕获问题.     

编队飞行卫星群构型保持及初始化

导出了基于相对轨道要素的编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动方程;提出了编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动控制策略,利用不同方向的脉冲控制相对运动的轨道参数,包括轨道平面内机动和轨道平面外机动控制。根据相对轨道要素的变轨机动控制,进行编队飞行卫星群构型的初始化。这样的构型初始化可以视作一次特殊的变轨机动控制,很容易实现编队飞行构型的初始化机动。     

航天器稀疏编队飞行的概念及其设计方法

提出了航天器稀疏编队飞行的概念及其设计方法，阐明了它与通常的紧密编队飞行的区别及其在应用上的前景。采用了一个比Hill解更为广泛的新公式来设计稀疏编队，并列举了若干稀疏编队的阵形。当各航天器距离很近时，该公式自然退化为与Hill解相同的形式。通过与Hill解的设计相比较，表明了新公式用于稀疏编队设计的优越性。     

三星编队星座星间相对状态自主确定

在星间无线电相对状态测量系统中,针对三星编队星座相对状态联合解算时观测方程的几何结构比较弱、法方程病态的情况,提出了基于部分参数加权平差的相对状态解算方法。首先给出三星编队星座系统相对状态解算的数学模型,然后比较了联合解算方法和部分参数加权平差方法,最后对仿真结果进行分析。分析结果表明,使用基于部分参数加权平差的相对状态解算方法能够自主确定三星编队星座的相对状态。     

低速溅射小行星表面采样的动力学仿真

开发了适用于小行星环境的大规模三维离散元程序DEMBody,针对低速射弹溅射表层风化层的小行星采样方案,仿真了相同质量不同形状的射弹在微重力环境下垂直射入颗粒床的过程,研究了溅射物质在采样器中的运动历程及最终收集质量与射弹形状的关系。结果表明,90°锥形射弹的采样效率最高。     

编队飞行的小卫星精确定轨方法的研究

针对编队小卫星间的相对飞行特点,在Hill方程描述编队飞行小卫星间相对运动的基础上,提出利用星间无线电测距的相对自主定轨,来获得环绕小卫星精确轨道的卫星定轨方法。通过具体仿真计算,并与小卫星GPS自主定轨方法相比较。仿真结果表明,此方法确实有效。     

卫星编队飞行的无速度测量非线性控制

基于非线性模型 ,研究了卫星编队飞行的控制问题。首先 ,推导了精确的非线性相对运动动力学方程 ;然后 ,设计了带滤波器的无速度测量控制律 ,并使用拉萨尔不变集原理证明闭环系统是全局渐近稳定的 ;最后 ,数值仿真结果验证了理论分析     

卫星编队飞行动力学仿真及其应用

由若干颗小卫星编队飞行组成一个虚拟卫星,其功能相当或超过一颗大卫星,这将开拓小卫星一个完全崭新的应用领域。文章首先研究轨道动力学,系统地研究编队飞行三种动力学模型,其次进行定位卫星和区域导航系统两个实例数学仿真,分析研究各种数学模型的精度和它们的应用场合。     

小卫星编队飞行及其轨道构成

由若干颗小卫星编队飞行组成一个分布式卫星 ,其功能相当或超过一颗大卫星 ,也称为虚拟卫星 ,这将开拓小卫星一个完全崭新的应用领域。文章首先论述编队飞行概念和轨道构成 ;其次讨论虚拟卫星可能的应用实例。     

圆轨道串行卫星编队的相对运动研究

针对圆形轨道串行卫星编队进行研究,推导出满足开普勒轨道假设的相对运动方程,从物理概念上证明了这种描述关系的正确性;并在此基础上利用星间测量信息,设计扩展卡尔曼滤波器进行相对轨道自主确定,仿真结果验证了此相对运动方程与导航方案的有效性。     

小卫星编队重构控制研究

主要研究对编队飞行卫星进行 6自由度控制以达到所要求的编队构型。首先 ,分别建立了平移运动模型和旋转运动模型 ;其次 ,重点利用鲁棒控制理论进行平移控制律设计 ,得到了使闭环系统稳定的控制器 ;最后进行了仿真计算 ,验证了控制律设计的有效性和可行性     

磁扰动和磁静时近地等离子体片中脉冲电场的分布

Geotail卫星的电场数据被用于分析近地磁尾等离子体片中电场在磁扰动(Dst<-25nT)和磁静时(Dst>-25 nT的统计分布.结果表明,伴随着地向高速离子流,在X>-16Re以内区域出现强电场(高达 5-8 mV/m).磁扰动期间强电场的幅值较磁静时大,并且出现在更靠近地球的位置.较强和较靠近地球的强电场与磁扰动时更薄的等离子体片和更接近地球的等离子体片内边界相联系.观测结果意味着磁扰动期间的亚暴可能更有效地将高能粒子注射到环电流中.这对磁暴和亚暴的关系问题的解决有重要意义.     

Multiple Sun–Earth Saddle Point flybys for LISA Pathfinder

LISA Pathfinder is an ESA mission due to be launched in the next two years. The gravity gradiometer onboard has the sensitivity required to test predictions by gravitational theories proposed as alternatives to Dark Matter such as TeVeS. Within the Solar System measurable effects are predicted only in the vicinity of gravitational saddle points (SP). For this reason it has been proposed to fly LPF by the Earth–Sun SP, at some 259,000 km from Earth. This could be done in an extension to the nominal mission which uses a Lissajous orbit about the Earth–Sun L1 point. The responsibility for LPF mission design lies with ESA/ESOC, who have designed the transfer trajectories, orbits about L1, and station keeping strategies. This article describes an analysis performed by Astrium to support a suggestion for a possible mission extension to a saddle point crossing. With only very limited fuel availability, reaching the saddle point is a significant challenge. In this article, we present recent advances in the work on trajectory design. It is demonstrated that reaching the SP is feasible once the LPF mission is completed. Furthermore, in a significant enhancement, it is demonstrated that trajectories including more than one SP flyby are possible, thus improving the science return for this proposed mission extension.