地月系L_2点中继星激光测距成功率的估算

为了模拟位于地月系L2点的中继星"鹊桥"与月球的位置关系,进而估算中继星激光测距的成功率,按照轨道周期约为14天的要求对中继星所在的晕轨道进行计算,建立了一个综合考虑望远镜抖动、大气抖动和预报轨道横向偏离的模型。从数值上给出了一条轨道周期为14. 78天,X方向(地月连线方向)振幅为12 493 km,Y方向为34 596 km,Z方向(垂直于地月轨道平面方向)为11 916 km的周期轨道。由于晕轨道的最小振幅远大于月球遮挡的临界振幅4 000 km,因此月球对中继星不存在遮挡问题。基于建立的测距成功率模型,根据昆明站(国际编号:7820)的激光测距系统对运行在该轨道上的中继星进行测距成功率分析,结果表明:测距成功率随着中继星横向轨道标准差的增大呈快速降低的趋势。对于中继星到测站的平均距离而言,当中继星没有横向偏离时,探测器产生的光电子数为0. 151,成功率为14. 07%;横向偏离2 km时,光电子数降为0. 035,成功率降为3. 46%。对比最近距离与最远距离的情况,无横向偏离的情况下,探测器产生的光电子数从0. 174降为0. 139,成功率从16. 01%降为13. 02%。该计算结果可为云南天文台1. 2 m望远镜实现中继星激光测距提供参考。     

月球“车展”--当代月面巡视探测器漫谈

2019年1月3日,我国嫦娥四号月球探测器实现了人类探测器首次在月球背面软着陆。此后,其中的玉兔二号月球车与着陆器分离,与"鹊桥"中继星成功建立独立数传链路,完成了环境感知、路径规划,并按计划在月面行走到达A点,开展科学探测,成为世界第一辆在月球背面运行的月球车。截至2019年5月U日,玉兔二号月球车已完成了第五月昼的科学探测工作。它根据整体规划进行移动,累计行走190.66米。     

嫦娥二号探测器在轨运行视景仿真系统的研究与实现

针对嫦娥二号探测器在轨运行阶段的仿真需求,充分发挥视景仿真的优势,利用嫦娥一号探测器获得的地形和影像数据、日地月嫦娥二号探测器星历数据,基于OSG(OpenScene Graph)设计了针对嫦娥二号任务的在轨运行视景仿真系统。论述了该系统的开发平台,系统总体框架,并对系统的实现进行了详细描述。论述了月球模型数据构建,嫦娥二号探测器构建,星历数据库构建与访问,仿真实体空间位置的实时更新,CCD立体相机探测过程的仿真,视点的控制等实现方法。仿真结果表明系统完全能满足嫦娥二号任务在轨运行仿真的要求,并已应用于嫦娥二号任务执行过程中。     

嫦娥二号CCD立体相机图像质量分析

嫦娥二号卫星作为我国第2颗成功发射的月球探测器,搭载的CCD立体相机在轨运行期间获得覆盖全月的7 m分辨率图像,给月球科学家提供了重要的研究基础数据。开展了对CCD立体相机图像质量情况的全面分析,为后续数据处理算法的选择、图像数据判读和科学数据应用等提供参考。从图像客观评价角度出发,得出嫦娥二号图像与现有国外同分辨率数据的图像质量相当。重点分析了需要注意的几个质量问题,如嫦娥二号图像存在明显的地域特征,图像压缩使质量受损,存在一定的条带噪声,相邻轨道间图像定位偏差大等,这些质量问题在后续图像处理中需重点关注。     

基于SLR精密轨道的天文定位精度分析

利用全球卫星激光测距服务系统(ILRS,International Laser Ranging Service)标准点资料对Ajisai卫星进行精密定轨,残差均方根(RMS)优于3 cm,得到该星的精密轨道.进而对长春站40 cm空间碎片光电望远镜获得的Ajisai卫星的天文定位资料进行精度分析,外符合精度约3″左右.单独利用天文定位数据进行轨道改进,内符合精度优于3″.改进轨道的x、y、z坐标3分量在观测数据覆盖范围内的精度在100 m之内.同样地对Jason-1卫星作数据分析,结果和Ajisai卫星精度相当.分析各个弧段的精度变化,发现定标星个数减少,会导致天文定位精度下降.据此提出可以把最少定标星比例作为评定数据质量的参考指标之一.     

关于共线平动点的特征及其在深空探测中的应用

系统阐述了小天体运动对应的圆型限制性三体问题共线平动点的强不稳定性特征,以及其附近的条件周期轨道——晕轨道(Halo Orbit)的存在、相应解的构造。这种特殊的轨道形式和共线平动点附近的弱稳定走廊,可分别用于在深空特殊位置附近定点有各种科学探测目标的探测器和向节能轨道过渡的通道。     

“嫦娥二号”平动点和小行星探测试验中的轨道计算

正论文以CE-2(嫦娥二号)平动点飞行试验、小行星探测试验以及YH-1火星探测任务为背景,对深空探测测定轨技术开展研究.相关研究成果直接为小行星图塔蒂斯探测试验的拍照成像提供了高精度的轨道支持.针对YH-1火星探测开展了先期的测定轨研究,研究成果虽未能直接应用于火星探测任务,但积累的理论知识可服务于我国后续深空探测.论文的研究可以概括为以下几个方面:(1)回顾统计定轨理论,简单介绍了时空参考系、动力学模型、估值方法及考察协方差理论.     

中国探月：嫦娥2号成功进入绕月轨道

2010年10月1日18：59：57,中国嫦娥2号月球探测卫星（以下简称嫦娥－2）在西昌卫星发射中心发射由长征-3C运载火箭直接送入近地点200千米、远地点380000千米的地月转移轨道。在奔月飞行期间。嫦娥－2只进行了1次轨道修正,并开展了X频段测控、紫外敏感器自主导航试验,还打开了3台科学探测仪器进行工作。     

基于CLEAN算法的嫦娥四号低频射电频谱仪信号干扰抑制

嫦娥四号低频射电频谱仪(Low Frequency Radio Spectrometer,LFRS)放置在月球背面,观测条件得天独厚.然而,嫦娥四号平台存在约10-15 W/(m2·Hz)的强干扰,并且干扰在每道时域数据中存在明显差异,大大削弱了低频射电频谱仪的观测灵敏度.为此,从两组信号的相关性出发,提出基于CLEA...     

深空探测中的轨道设计和轨道力学

深空探测相对于地球卫星而言,指探测器脱离地球引力范围,进入行星际空间甚至距离地球更远的空间对太阳系内或者太阳系以外的天体进行探测. 从20世纪末尤其是21世纪以来,随着航天领域科技的进步和提高,对月球和太阳系其他大行星的探测,越来越多地得到世界各国的关注.近几年,我国也加快了对月球的探测步伐.2007年10月24日,我国成功发射了第1个月球探测器 嫦娥一号月球探测器,实现了精确变轨、成功绕月的预定目标,获取到大量科学数据和全月影像图,并成功实施受控撞月任务.2010年10月1日,我国又成功发射嫦娥二号月球探测器,获取了分辨率更高的全月影像图和虹湾区域高清晰影像,并成功开展环绕拉格朗日L2点等多项拓展性试验,为深空探测后续任务的实施奠定了基础.     

嫦娥二号任务地面应用系统实时业务仿真关键技术研究

通过分析探月工程二期嫦娥二号(Chang’E-2,CE-2)任务地面应用系统的结构和功能,提出了实时业务系统的仿真模型。根据实时业务的功能特点进行了关键技术分析及仿真系统设计和实现。最后针对关键技术问题进行了仿真试验及结果分析,提出了解决问题的思路和方法。论文为嫦娥二号任务地面应用系统数据仿真系统的建立提供了基础。     

运动学统计定轨法应用于CE-1落月轨迹确定

运动学统计定轨方法不同于常规动力学统计定轨方法和几何法,既不需要建立飞行器的动力学模型,又可以利用整个弧段的测量信息进行统计计算,所以采用运动学统计定轨的方法描述飞行轨迹特别适用于嫦娥二期的动力落月过程。对嫦娥一号(CE-1)落月过程,采用运动学统计定轨方法,联合USB和VLBI数据进行轨道计算并确定CE-1的落月轨迹以及撞月点的位置,将所得结果与动力学统计定轨结果进行比较。计算表明,运动学统计定轨方法精度可以满足工程要求,可以为探月工程二期软着陆阶段的导航提供一种较为可行的定轨方法。     

深空探测器VLBI跟踪定位归算

以我国嫦娥工程、萤火计划等深空探测计划为背景,通过理论分析、方法研究、软件研发、仿真检验和实测资料解析等,完成了基于VLBI、USB跟踪对欧空局Smart-1环月卫星和火星快车(MEX)卫星,以及我国嫦娥一号(CE-1)、嫦娥二号(CE-2)等卫星的定位归算;在理论模型研究、误差方程建立、法方程条件分析、约束方程选取、仿真数据检验、观测野值规避、参数解算稳定性的保障、实用软件编制和实测资料处理等方面均获得了进展,主要工作包括如下方面:     

双星观测量计算方法的改进及应用

双星轨道拟合是基本天文研究领域的重要内容,其给出的动力学质量、轨道参数具有重要的应用价值.前者是恒星系统动力学研究和恒星物理演化研究必不可少的参量,后者则对提高亮星星表参考架的参考星数密度具有重要意义.但是,该项研究此前普遍采用了一些近似,如切平面的变化与空间的透视效应均被忽略.对上百个含亮子星的双星系统而言,这些近似引起观测量计算的偏差已经超过了当前的观测误差(1 mas).我们以牛顿二体模型为基础,用严格的立体几何关系改进了观测量的计算方法,通过仿真和观测数据验证了方法改进的有效性.拟合的结果表明,模型参数的拟合值和子星的观测量预报均有显著的改进.因此,对于双星,尤其是太阳系邻近的远距双星,改进观测量计算方法是必须的.     

使用体积离散方法计算不规则小天体表面重力场

在小行星探测任务中,航天器轨道设计需要充分考虑到小行星的非球形引力场的影响.太阳系中大部分小行星具有形状不规则、密度不均匀的特点,因此,在没有绕飞轨道数据的情况下,精确计算其引力场非常困难.利用不规则小行星的多面体模型,采用体积离散方法通过直接积分计算小行星引力场球谐系数和表面重力场分布情况.将该方法与多面体方法进行了比较,并以(433)Eros为例,通过该方法计算得到的结果与NEAR(Near-Earth Asteroid Rendezvous)探测器的轨道数据反演结果比较,C20项误差不超过2%,使用该方法对我国小行星探测任务拟探测的(1996)FG3小行星的重力场进行了计算.以嫦娥二号探测器飞越的(4179)Toutatis小行星为例,结合相应的雷达观测数据提供的小行星形状模型,计算其表面引力势情况,为通过飞越任务获取的光学图像分析其表壤的分布、流向等提供了相应的理论依据.该方法适用于密度不均匀天体,可为小行星探测任务轨道设计和着陆提供可靠的小行星引力场数据.     

外赋AGB星星风吸积的角动量守恒模型

用整个系统的角动量守恒条件代替切向动量守恒条件,推导出星风质量吸积及轨道参量变化方程．在新的轨道参量变化方程的基础上,计算了外赋AGB星系统的星风质量吸积及轨道参量的变化．将星风吸积模型同内禀AGB星核合成模型结合起来,通过逐次脉冲吸积质量和混合,自洽地计算外赋AGB星的重元素超丰,并给出计算结果与观测值的比较．对初始质量较大的Ba星（M2．0＝2．5M⊙）,当系统轨道周期大于1300天时,属于星风吸积,小于600天成为共同包层双星或灾变双星．对初始质量较小的Ba星（M2．0＝13M⊙）,当系统轨道周期大于1600天时,属于星风吸积,小于600天时成为灾变双星,由此可以解释Ba星的重元素超丰和轨道参量的观测事实,并有利于解释观测到的外赋S星轨道周期的600天下限．随着星风吸积过程的进行,轨道偏心率逐渐增大,这对解释Ba星轨道偏心率平均值大于外赋S星和CH星平均值的观测事实有利．     

环月飞行器精密定轨的模拟仿真

以中国正在实施的探月计划“嫦娥1号”工程为背景，分析了在中国联合S波段(USB)测控网和甚长基线射电干涉(VLBI)跟踪网的现有空间分布、观测精度水平下的环月飞行器精密定轨．采用的方法是模拟仿真计算，即首先模拟观测数据，然后在计入各误差源的影响后进行求解，并对解算结果进行比较．模拟仿真的工具是美国宇航局哥达德飞行中心的空间数据分析软件系统GEODYN．环月飞行的主要误差源是月球重力场，为此首先讨论了目前精度最高的月球重力场模型JGL165P1的(形式)误差．在模拟了测距、测速以及VLBI的时延、时延率数据后，计入月球重力场的误差进行精密轨道确定．定轨时采用了减缩动力学(reduced dynamic)方法，即选用合适的经验加速度参数吸收重力场误差对定轨的影响．结果表明对于一个不将月球重力场作为主要科学目标的探月计划(如“嫦娥1号”)，减缩动力学方法是一个简单、有效地提高环月飞行器定轨精度的方法．     

球状星团M10（NGC6254）的自行研究

利用上海天台和Bonn大学天台的照相底片资料及大视场CCD观测数据,测定了球状星团M10（NGC6254）天台中532颗恒星相对于依巴谷参考系和ACT星表的绝地自行,相对于Hipparcos参考星和ACT参考星分别得到的测定结果符合得很好,根据自行测定结果进行了星团成员判定,有两颗星族II父变星被证实为星团的成员,根据星团的绝对自行,结合其距离与视向速度观测结果,得了了M10的空间运动轨道。     

关于星座小卫星的编队飞行问题

从轨道力学角度来看星座小卫星编队飞行和星星跟踪中的伴飞，遵循着如下动力学机制：(1)在各小卫星绕地球运动过程中轨道摄动变化的主要特征决定了星-星之间的空间构形，(2)当星星之间相互距离较近时，在退化的限制性三体问题(实为限制性二体问题)中，共线秤动点附近的条件周期运动亦可在一定时间内制约星-星之间的空间构形．将具体阐明这两种动力学机制的原理和相应的星星之间的相对构形，并用仿真计算来证实这两种动力学机制的适用范围，为星座小卫星编队飞行和在伴飞运动过程中进行轨控提供理论依据和具体的轨控条件．     

中国探月：嫦娥2号任务的六大亮点

与嫦娥1号任务相比,嫦娥2号（以下简称嫦娥-2）任务技术更新、难度更大、系统更复杂,相应的风险也随之增加。在技术上,嫦娥-2共实现以下六大突破,它也是嫦娥-2的工程目标。