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901.
902.
一种基于UPF的月球车自主天文导航方法 总被引:2,自引:4,他引:2
介绍了月球车自主天文导航原理和传统的迭代解析高度差方法,提出了一种基于月球车运动模型和UPF(Unscented粒子滤波)的自主天文导航新方法。该方法仅需利用由星敏感器和惯性测量单元测量得到的恒星的天体高度,结合月球车的运动模型,通过UPF滤波,即可获得高精度的月球车实时位置信息。计算机仿真结果表明该方法与传统方法相比,定位精度有了大幅提高,同时对几个关键的精度影响因素的仿真分析显示该方法可以有效的减弱量测噪声,星历误差等对系统性能的影响,使系统具有更高的适应能力。 相似文献
903.
在轨跟踪与数据中继卫星测控关键技术(上) 总被引:3,自引:0,他引:3
根据卫星轨道根数,研究了跟踪与数据中继卫星(TDRS)对用户星的精确跟踪规律,并据此分析了TDRS对卫星平台姿态和天线运动范围的要求。介绍了TDRS测控中的关键技术,如螺旋扫描算法在TDRS搜索用户星时的应用、TDRS对近地卫星的覆盖率、TDRS跟踪多用户星的资源分配准则、星蚀和日凌计算,以及轨道位置保持控制策略等。相关控制策略的正确性已在我国地球同步轨道卫星的在轨测控应用中得到了证实,可用于未来TDRS的工程测控和业务应用。 相似文献
904.
针对Si_3N_4/TC4复合结构钎焊连接问题,研究了钎料和母材中活性元素Ti对Si_3N_4/TC4接头润湿性、界面结合机制和力学性能的影响。进行了润湿、接头显微组织分析和剪切强度试验,结果表明:活性元素Ti对于钎料在陶瓷表面的润湿起主要作用,Ag-Cu钎料通过TC4母材中Ti元素的长程扩散进入Si_3N_4界面虽然实现润湿,但形成的反应产物并不明显,陶瓷/钎料界面成为断裂薄弱区域。Ag-Cu-Ti钎料中Ti元素在Si_3N_4一侧界面富集形成TiN+Ti_5Si_3反应层,对钎料在陶瓷界面润湿性和接头断裂脆性都具有改善作用,接头剪切强度达到267.3 MPa。 相似文献
905.
906.
针对嫦娥四号着陆器环月飞行阶段的轨道,开展基于多普勒测量数据的精密轨道计算与精度分析。首先给出了多普勒测量数据的精确观测建模方法。然后,从着陆器姿控力影响,重叠弧段轨道比较,以及独立轨道比较几个方面开展计算与分析,结果表明:姿控喷气会对探测器产生细微的加速度,对轨道计算产生20~50 m的影响;通过重叠弧段的比较,稳定飞行阶段多普勒数据独立解算轨道的精度优于30 m;与测距与VLBI测量联合解算轨道的比较,轨道之间的差异小于50 m。 相似文献
907.
“嫦娥三号”着陆缓冲机构的研究成果及其应用 总被引:3,自引:0,他引:3
“嫦娥三号”着陆器于2013年12月14日通过着陆缓冲机构在月面稳定着陆,表明中国已经突破并掌握了地外天体表面着陆缓冲技术,包括适合地外星体表面环境的缓冲方法、着陆缓冲机构设计方法和地面试验验证方法等。文章介绍了着陆缓冲方法的基本要求,对铝蜂窝缓冲特点进行了研究,提出了着陆缓冲机构关键几何参数确定及缓冲能力设计方法。此外,文章还介绍了着陆缓冲机构地面试验的主要验证项目和验证方案。这些研究成果不仅可以应用到未来火星等目标星体的着陆缓冲,而且在民用技术如桥梁的撞击防护、电梯抗坠毁及爆炸防护等领域中也具有十分广阔的应用前景。了解这些研究成果对于后续深空软着陆探测及相关民用技术的发展具有重要的意义。 相似文献
908.
Fast solar sail rendezvous mission to near Earth asteroids 总被引:1,自引:0,他引:1
The concept of fast solar sail rendezvous missions to near Earth asteroids is presented by considering the hyperbolic launch excess velocity as a design parameter. After introducing an initial constraint on the hyperbolic excess velocity, a time optimal control framework is derived and solved by using an indirect method. The coplanar circular orbit rendezvous scenario is investigated first to evaluate the variational trend of the transfer time with respect to different hyperbolic excess velocities and solar sail characteristic accelerations. The influence of the asteroid orbital inclination and eccentricity on the transfer time is studied in a parametric way. The optimal direction and magnitude of the hyperbolic excess velocity are identified via numerical simulations. The found results for coplanar circular scenarios are compared in terms of fuel consumption to the corresponding bi-impulsive transfer of the same flight time, but without using a solar sail. The fuel consumption tradeoff between the required hyperbolic excess velocity and the achievable flight time is discussed. The required total launch mass for a particular solar sail is derived in analytical form. A practical mission application is proposed to rendezvous with the asteroid 99942 Apophis by using a solar sail in combination with the provided hyperbolic excess velocity. 相似文献
909.
910.