俄罗斯应用天文研究所月球历表研究现状

空间探测需要越来越高精度的观测和历表支持。俄罗斯科学院应用天文研究所研发了满足精度要求的月球历表EPM-ERA,它与同期的法国INPOP历表和美国DE历表比较,精度方面有微小差距。分析了进一步提高历表精度的方法。然而EPM-ERA仅仅依赖于法国和美国台站提供的月球激光测距LLR数据,为了克服这个限制,应用天文研究所在推进俄罗斯西伯利亚阿尔塔伊LLR地面站的重建任务,以改善LLR测站分布的几何构型。俄罗斯的月球-全球和月球-资源探月计划为改进月球历表提供了机会,参与了多次国际深空探测的俄罗斯VLBI网"QUASAR"也将参与这些俄罗斯月球探测计划的精密测轨跟踪。     

月尘静电迁移研究进展

月尘的静电悬浮和迁移是Apollo时期留下的最有争议的问题之一. 其既是研 究月球表面物质演化历史的重要线索, 也是探月工程必须考虑的重要因素. 月尘在月表环境下易因电子附着、光电效应、二次电子发射等过程带电, 并 在月球全球性静电场作用下发生迁移运动. 但目前对月尘静电迁移过程的认 识还不全面, 其主要原因在于对月尘静电特性的了解不够准确, 对静电迁移 过程的地面模拟不够充分以及对月球尘埃环境的探测较为缺乏. 未来需进一 步开展模拟月尘的研制, 月尘静电特性的分析, 静电迁移过程模拟以及尘埃 环境的探测等工作.      

基于刚柔耦合模型的月球着陆器动力学分析

基于刚柔耦合多体动力学理论,提出了一种基于三维实体造型、有限元分析与多体动力学分析的刚柔耦合动力学仿真分析方法;利用该方法建立了月球着陆器着陆动力学模型,分别在地球重力环境和月球重力环境(1/6地球重力环境)下,对某典型着陆工况下的着陆动力学进行了仿真分析,得到了着陆器着陆的缓冲性能分析结果,包括主支柱最大缓冲行程、左右辅助支柱最大缓冲行程、最大质心加速度响应;将仿真结果与试验结果相比较,验证了着陆器动力学模型的正确性以及仿真分析方法的有效性,为今后的着陆器缓冲试验提供了动力学模型和仿真分析方法.从能量角度对月球着陆器的着陆过程进行分析,弥补了缓冲试验难以进行能量分析的不足.     

探测器月面起飞稳定性边界条件研究

探测器起飞稳定性是上升器月面起飞的重要性能指标,研究其特性对上升器返回地面具有重要的意义。选择上升器起飞稳定性主要影响因素,结合优化拉丁超立方试验设计方法和径向基神经网络建立了上升器起飞过程动力学近似模型,定量地判定出姿态角位移、姿态角速度对各影响因素的敏感程度。以上升器的姿态角位移和角速度分别为5°和5（°）/s为稳定判定条件,给出了单个影响因素的取值边界。编写了上升器起飞稳定性多因素边界条件分析程序,采用三维空间的方式建立了上升器起飞稳定性边界条件表达式,并以样例确定了起飞稳定性边界条件。     

月球表面粗糙度的分形表征

文中采用"嫦娥一号"卫星探测器返回的激光高程计的数据,从研究月球表面的分形特征出发,选取月球表面的湿海区域进行研究,通过对激光高度计的原始数据进行处理,并利用SPSS统计软件对这两组数据进行拟合得到最佳的拟合模型。结果指出:1)分维可以作为一个独立的表征参量来表征粗糙表面的平缓程度。2)由拟合结果图可知,对于月球表面的湿海区域,分维与粗糙度存在单调递增关系,即分维值越大,区域表面越粗糙,表面起伏变化也越剧烈;并通过分析得出湿海区域的地形起伏较大。3)通过分维值D与粗糙度之间的关系式,对于某区域的任意一段轮廓,可以通过计算分维值D得出该轮廓的粗糙度值。同样的,对任一粗糙度值,可以求出相应的分维值以及该轮廓的具体纬度值位置。4)对于月球表面的其他区域,同样可以得出他们之间的相关性,从而达到研究月表地貌演化过程的目的。     

基于SLM的模拟月壤原位成形技术

激光选区熔化（SLM）技术与原位资源利用（ISRU）概念结合,有望解决地外大规模基地建设的工程难题。利用模拟月壤考察了SLM成形技术用于月球原位资源增材制造的可行性。采用高能束激光为热源,对粉床内模拟月壤颗粒进行逐层照射,使颗粒熔融固结。以激光体积能量密度为综合评价指标,开展SLM工艺参数研究,实现模拟月壤的低能耗、高效率、高几何精度成形。研究结果表明:模拟月壤在激光工作波长吸收率高,热稳定性好,利用较低激光能量可实现模拟月壤SLM成形,成形件几何精度高;激光体积能量密度决定了成形件质量,增加激光体积能量密度可以提高成形件力学性能,但过高的激光体积能量密度使成形件发生严重变形;模拟月壤颗粒形态复杂、粒度分布广、流动性差,通过优化颗粒粒径分布范围,可以有效提高粉体的流动性,从而形成致密且均匀的粉床,避免成形件缺陷的产生。      

垂直返回重复使用运载火箭弹道特性分析和优化设计

针对重复使用弹道设计中上升段弹道与返回段弹道之间相互耦合的问题,本文提出一种简化总体弹道优化设计的方法,首先根据影响返回段设计的一子级射程关键约束,进行上升段的弹道设计,经分析在同样的一子级射程约束情况下,上升段存在两组分离点参数,其次分析了在不同的分离点情况下,上升段和返回段在前场和原场两种返回模式下的运载能力损失情况,并对相关弹道特性进行了分析,得出在前场返回情况下优选低弹道方案,原场返回情况下,优选高弹道方案,该结果可为垂直返回重复使用运载火箭的弹道设计提供参考。     

地月拉格朗日L2点中继星轨道分析与设计

地月L2点位于地月连线的延长线上,在地月L2点运行的卫星可以连续观测月球背面,解决月球背面与地球之间的通讯问题,在月球背面着陆探测任务中起着至关重要的作用。对从地球出发、利用月球引力辅助变轨、形成地月L2点的轨道进行了研究,分析了发射窗口、地月转移时间、近月点高度、近月点倾角、轨道振幅等多项因素对转移轨道和使命轨道特性的影响,寻求满足地月L2点中继任务需求的飞行轨道。通过分析研究,文章明确了转移和使命轨道的相关特性,可为中继星任务轨道的参数设计和优化提供有益参考。     

利用高频天波返回散射反演台风中心和风速

通过分析高频天波返回散射地（海）杂波频谱分布特性,构建三谱滤波器模型,实现多类型频谱中一阶海杂波峰值比的提取,结果与实测数据吻合较好.基于台风中心与区域一阶海杂波峰值比相关性分析,结合后向差分法,有效确定了台风中心,结果与气象部门发布数据趋势上基本一致,平均绝对误差约38km.使用修正经验模型法初步开展了台风中心最大风速和台风中心附近的风速反演,结果与气象部门发布数据分布基本一致.研究结果表明高频天波返回散射探测对大范围、远距离海态监测具有重要意义.      

月球与深空任务测量船双捕策略研究

在航天任务的发射及早期轨道段,由于有应急指令发送以及定初轨的迫切需求,能否快速、稳定、可靠地完成测量船对目标探测器的双向捕获直接关系到任务的成败。本文介绍了常规地球卫星任务的测量船统一测控设备双捕流程,分析了该流程不适用于后续月球与深空探测任务的原因,并针对我国月球与深空探测器的测控需求和器上应答机特点(由S 频段发展为X 频段,由模拟应答机发展为数字应答机) ,分别设计了相应的测量船双向捕获策略,即对模拟应答机采用多普勒预置情况下的三角波扫描法,对数字应答机采用常数多普勒预置法或拐点平滑扫描法。文中提到的策略在我国嫦娥五号任务和首次火星探测任务的天地测控对接试验中得到了充分验证,将在任务中得到实际应用。