美国火星表面探测使命述评（下）

从1975年8月发射（1976年7月着陆火星）的海盗-1探测器以来,美国已成功执行了6次火星表面探测使命,即海盗-1与海盗-2轨道器/着陆器,＂火星探路者＂（MPF）着陆器/巡游车,＂勇气＂与＂机遇＂火星探测巡游车（MER）,以及＂凤凰＂着陆器;而推迟到2011年发射的火星科学实验室（MSL）将火星着陆技术与表面巡游车技术推向一个新的高度。从＂海盗＂着陆器到MSL＂好奇心＂巡游车、美国历经三种火星着陆系统与三代火星表面巡游车技术的发展。三种着陆系统为着陆腿着陆系统（＂海盗＂与＂凤凰＂）,气囊着陆系统（MPF与MER）,以及空中吊机着陆系统（MSL）。三代巡游车为MPF＂旅居者＂巡游车、MER＂勇气＂与＂机遇＂巡游车,以及MSL＂好奇心＂巡游车。现在,美国在火星进入、降落与着陆（EDL）运作与表面避障移动方面,已达到技术成熟与先进的水平,满足安全着陆与表面移动探测的要求。文章阐述美国上述七项火星表面探测使命的立项背景、科学目标与有效载荷、飞行系统组成,以及飞行运作程序;分析美国火星着陆技术与表面巡游车技术的发展。     

卫星星座整网轨道确定分析与仿真

编队飞行的卫星或卫星星座对轨道确定自主性和精度提出了较高要求。针对这个问题,通过建立星座的轨道动力学模型和星间观测的测量模型,将星座中的星间观测数据和地面观测数据融合起来,将待估的卫星轨道参数和部分动力学参数进行适当的分类,研究卫星星座整网轨道确定的新方法,并在理论上分析了整网定轨方法能提高定轨精度的原因;最后采用自主开发的卫星星座整网轨道确定软件进行了仿真计算。计算表明,该方法能有效地减少对地面站的依赖,并较大幅度提高定轨时卫星绝对位置和相对位置精度。
     

空间对接机构对接锁系同步性仿真研究

对接锁系运动同步性指标是空间对接机构实现正常连接和分离的重要技术参数。对接锁系运动同步性仿真的难点在于柔性钢索在ADAMS中的模化问题,通过数学关系以子程序的形式来模拟钢索的作用,以此来研究对接锁系的同步性问题。最后,依据仿真结果指出了影响对锁锁系的同步性问题的主要因素并给出了合理的仿真建议。
     

气压对MEMS梳状线振动陀螺仪影响的研究

MEMS梳状线振动陀螺仪阻尼包括结构阻尼和流体(空气)阻尼,而对于此种结构而言,空气黏性阻尼比结构阻尼大的多.由于气压的变化会引起空气黏性系数的变化,因而会引起MEMS梳状线振动陀螺仪谐振频率、阻尼系数、零偏等参数的变化.因此,研究气压变化对MEMS梳状线振动陀螺仪的影响是非常必要的.根据MEMS梳状线振动陀螺仪的结构特点,建立了压膜阻尼和库埃特流阻尼模型及气压与阻尼的关系模型,研究了气压对两种阻尼的影响以及对MEMS梳状线振动陀螺仪输出电压的影响.通过研究分析可知,气压在小于一个大气压时对压膜阻尼系数的影响很大,进而对MEMS梳状线振动陀螺仪输出的幅值影响也较大.气压在接近或者大于一个大气压时,MEMS梳状线振动陀螺仪随着气压的变化不大,因此将此种陀螺仪的气压控制在一个大气压.     

基于最大似然多径估计的卫星导航信号码跟踪算法与实现

卫星导航接收机需要精确的估计信号的扩频码相位并进行跟踪,估计的精度直接影响 伪距的测量精度。卫星信号的多径传播使得传统的基于DLL的估计器存在较大误差,提 出了一种抗多径的估计算法,它基于最大似然参数估计方法,并给出了该算法的推导过程, 仿真的结果表明该算法比传统的DLL跟踪环在性能上有很大的改进。结合传统卫星导 航接收机的实现结构,给出了一种整合了该算法的实现方案。     

视场约束的交会对接V-bar撤离控制研究

利用解析和数值结合的方法研究了在视场约束条件下交会对接V-bar撤离的控制问题。描述了交会对接V-bar撤离的径向冲量机动方案，说明了径向机动撤离方案具有减少羽流污染和故障情况下能够避免飞行器碰撞的优点。基于CW方程推导出了机动点位于V-bar上的特殊情况下径向冲量和视场角的解析公式，同时也得到了求最大视场角时刻和冲量作用后V-bar方向撤离距离的计算公式。对于任意机动点的一般情况，得到了求解径向冲量和视场角关系的非线性方程，这一方程可利用数值方法求解。最后，通过数值仿真验证了该方法的正确性。     

无人直升机舰上自主起降设计及实现CSCD

详细分析了无人直升机舰上自主起飞和降落流程,设计了自主起飞和降落控制策略,并根据起降策略设计了无人直升机舰上自主起降系统,可为舰载无人直升机的设计、研制及使用提供理论依据和技术支撑。     

天基轻气炮发射清除低轨碎片方案及关键技术分析

文章分析了现有的空间碎片清除方式,并以800~1200 km低地球轨道高度上1~10 cm量级的空间碎片为清除目标,提出了天基轻气炮清除碎片的新方法。首先分析了轻气炮有效载荷在典型参数下的弹丸加速能力;之后根据将碎片降轨使其坠入大气层烧毁的设想,提出天基轻气炮共面清除碎片的方式,并选择轨道高度800 km的圆轨道作为碎片运行轨道进行可行性分析。计算表明,对半径10 cm、厚度1 cm的铝合金圆板碎片(质量211.95 g),使用初速1 km/s、重10 g的黏性弹丸可按任务方案达到清除效果。此外,计算出该参数弹丸对轨道高度800~1200 km的圆轨道上可清除的最大碎片质量为500~825 g,证明轻气炮弹丸对1~10 cm的碎片具有较强的清除能力。最后,分析了以轻气炮为有效载荷的航天器在完成清除碎片任务时的关键技术。     

利用航天器分舱段振动试验数据获取整器响应的方法

未来大型组合体航天器振动试验可能难以在现有设备上进行,需要进行分舱考核。文章针对此问题开展了利用分舱段振动试验获取整器响应的方法研究。提出的方法为:根据不同界面下模态的映射关系,利用单舱段的振动试验数据辨识出舱段的两端固支模态;采用模态综合技术计算出整器组合体模态参数,拟合出结构的加速度响应传递函数;结合整器的加速度试验条件可以给出整器的试验响应曲线。仿真验证结果表明该方法合理可行,具有工程应用价值。     

用于BVI噪声试验的新型涡发生器设计与分析

针对直升机特有的旋翼桨/涡干扰(Blade vortex interaction,BVI)噪声计算精度低且试验数据缺乏问题,也为了开展旋翼气动噪声特性分离方法的验证试验研究,本文设计了一种能够用于BVI噪声试验的新型多段翼型组合式涡发生器。首先通过CATIA软件建立涡发生器出口端翼型段在不同迎角下的试验模型,再使用FLUENT软件建立涡发生器的流场仿真计算模型,比较分析了不同翼型段迎角下的涡流流场。随后用粒子图像测速法(Particle image velocimetry,PIV)技术系统测量了不同翼型段迎角、距离涡发生器出口端的长度及流速等参数变化下的涡流流场,对不同试验状态下的涡核、涡强等参数进行了对比分析。针对涡量偏弱的缺点,对传统单级涡发生器进行了改进,设计研发了双级涡发生段。试验证明其能产生更强且稳定的涡,为BVI噪声试验提供了模拟的桨尖涡,试验结果表明了涡发生器的有效性。