再入返回器服务舱拍摄的地月合影发布

由中国航天科技集团公司研制的探月工程三期再入返回飞行试验器服务舱11月1日与返同器分离后，再次返回到远地点54万公里、近地点600公里的大椭圆轨道，开展拓展试验任务。11月9日16点。服务舱携带的相机在距离地球54万公里、距离月球92万公里处拍摄了清晰的地月合影图像。     

我国探月三期再入返回飞行器服务舱进人200公里环月圆轨道

据新华社报道,我国探月工程三期再入返回飞行器服务舱进入了倾角43.7°、高度200 km、周期127 min的环月圆轨道,继续为嫦娥五号任务开展在轨验证试验。服务舱1月4日飞离地月系统拉格朗日-2点(简称地月L2点),1月11日凌晨到达近月点,实施第一次近月制动;1月12日、13日分别进行了第二次、第三次近月制动。目前,服务舱能源平衡,状态良好,地面测控捕获及时、跟踪稳定,飞行控制和数据接收正常,各项拓展试验顺利开展.     

对再入航天飞机拍摄红外图像

在美国航天飞机第二次飞行期间,如果要成功地拍摄再入轨道飞行器的红外图像,那末美宇航局阿姆斯研究中心飞行试验室的跟踪系统需要改进。尽管洛克希德C-141运输机装备的36英寸望远镜以及其他特殊仪器各就各位,但当哥伦比亚号轨道飞行器第一次再入地球大气层中     

“嫦娥五号”试验器成功发射

北京时间2014年10月24日02时00分，我国自行研制的探月工程三期再入返回飞行试验器，在西昌卫星发射中心用长征三号丙运载火箭发射升空，准确进入近地点高度为209公里、远地点高度41.3万公里的地月转移轨道。28日19时40分许，我国探月工程三期再入返回飞行试验器完成月球近旁转向飞行，离开月球引力影响球，进入月地转移轨道，预计将于11月1日返回地球。     

刊首语

2020年12月17日,嫦娥五号返回器携带1731克月球样品顺利返回地球,实现了"绕、落、回"三步走规划圆满收官,我国成为世界第3个能在月球采样返回地球的国家.嫦娥五号任务创造了五项中国首次:一是地外天体的采样与封装,二是地外天体上的点火起飞,三是月球轨道无人交会对接和样品转移,四是携带月球样品以近第二宇宙速度再入返回...     

探月返回器再入目标搜索捕获研究

探月返回器再入段目标角动态大,可见弧段短。针对该问题,分析返回器再入目标捕获难点及关键技术,利用多波束测控系统波束指向控制灵活迅速的特点,通过对空域成像覆盖、捕获时间及流程设计进行研究,可以完成多波束同时覆盖预定空域进行目标搜索、大范围高动态目标的快速检测和捕获跟踪,从而实现探月返回器再入搜索捕获。仿真结果表明,所提方法能够实现信号快速检测,完成大动态目标角捕获以及大动态弱信号的快速捕获。     

空间返回技术发展现状

空间返回技术对于当今和未来的太空探索具有重要意义,作为飞行任务的最后一个环节,它负责将运载飞行器和有效载荷安全地运送到地面;另一方面整个飞行过程中需要承受的物理环境。这种高风险但又有高精度要求的特点给技术实现带来了极大的挑战性。典型的返回过程可分为超高声速再入段、超声速/亚声速降落段以及着陆段。整个返回过程中飞行器都要经历严酷的物理环境。以上三个阶段所处的物理环境和任务剖面都不尽相同,这导致了设计方案和技术实现侧重不一样。本文主要讨论了针对于目前针对这些困难已经成熟的应对策略和潜在的新技术思路。     

高动态目标快速捕获的实现方法

针对探月三期返回器高速再入测控任务特点:返回器轨道具有不确定性,信号传输有黑障现象,且信号起伏变化较大,甚至有闪烁,信号电平较弱,多普勒变化动态大,目标角动态高,返回器再入角捕获技术难度较大,提出了一种基于同时多波束相控阵天线、采用4个波束实现20°×20°空域内大动态快速目标捕获的方案,解决了返回器出黑障后的快速捕获...     

hp伪谱法实现滑翔飞行器姿态跟踪控制

针对非线性、多约束的滑翔飞行器再入段质点运动学与动力学模型,采用多区间hp自适应伪谱法对滑翔飞行器的再入段轨迹进行优化设计,再将得到的最优控制量进一步解算,得出飞行器最优控制信号,并针对滑翔飞行器滚转通道进行跟踪控制。仿真结果显示,系统能够识别控制信号,并有效实现姿态跟踪,使得飞行器沿最优轨迹再入飞行。     

超高速目标及其绕流场雷达散射模拟与分析

超高速目标再入大气层或在临近空间飞行时,空气电离形成的等离子体鞘对超高速目标的雷达散射特性产生很大的影响.为了研究影响规律,采用并行时域有限差分方法(FiniteDifference TimeDomain, FDTD)计算和分析了超高速目标及其绕流场的雷达散射截面(Rodar Cross Section,RCS).将计算结果和中国空气动力研究与发展中心气动物理靶试验测量结果进行了对比,并模拟了典型飞行状态下绕流场对实际再入超高速目标RCS的影响.由分析结果可知：FDTD数值模拟结果和气动物理靶试验测量结果一致,雷达入射角小角度偏离对RCS会产生明显影响;在典型飞行状态下绕流场对实际再入超高速目标RCS的影响与入射波频率、角度以及雷达制式等有关.在有些角度,等离子体流场可以显著地减小飞行器的RCS.     

自动话音处理机

Crouzet公司根据同DREJ机构签订的合同的内容研制出了一种话音识别处理机和综合器。这种机器即将与Istres飞行试验中心的飞行模拟器相配用,它使受话音控制的空载航空飞行器的研究成为可能。飞行试验定于1982年初开始,届时将可以检验话音处理技术和飞行器的环境(包括     

基于外测观测的再入飞行转弯方向辨识方法

针对航天器再入返回过程中无遥测数据、仅外测观测下的飞行转弯方向实时辨识问题，分析了航天器再入飞行时的主要受力情况，给出了一种采用非动力学建模及UKF滤波框架的航天器再入飞行速度估计算法。在此基础上提出了一种使用前后时刻速度或速度增量在轨道面的法线分量判断单点转弯方向的方法，并通过多点滑窗统计方法实时给出了转弯方向的辨识结果，减少了误判的几率。实验结果表明此转弯方向辨识算法是可行的，研究结果对再入飞行弹道计算及转弯方向估计有一定的参考意义。     

等离子鞘套中的电波传播问题研究

高速飞行器再入时表面形成的等离子鞘套对飞行器的通讯联络、飞行控制产生不可忽略的影响,本文研究再入飞行器包覆等离子体对电波传播特性影响的关键问题。通过研究空间高速飞行器包覆等离子体的形成物理机理,根据N-S动力学方程及k-epsilon 湍流模型,模拟高速飞行器表面包覆等离子体的流场参数,计算了包覆流场中的电子密度及等离子鞘套对电波的衰减,并且根据电磁窗口装置原理图,对磁化等离子体中的电波传播进行了仿真,结果表明该装置可明显降低电磁波衰减,对飞行器再入控制、通信研究具有明显意义。     

美国正在研制用毫米波雷达制导的拦截导弹

美国陆军的弹道导弹防御先进技术中心正在用一种新的命中杀伤导弹进行飞行试验,这种导弹利用弹上的毫米波雷达传感器截获和瞄准大气层内的核再入飞行器。这种新的小型雷达寻的拦截导弹以超音速飞行,没有战斗部,而用接近速度的动能摧毁目标。这种小型、灵活的寻的拦截导弹由弹载雷达制导,用100多个小型固态火箭发动机操纵。 LTV航空航天公司是这个小型雷达寻     

近空间高超音速飞行器射频通信"黑障"研究

飞行器在临近空间高超音速飞行中可能出现的"黑障"现象对测控系统提出了巨大的挑战.在分析飞行器表面等离子的构成以及造成射频信号衰减因素的基础上,构建了射频通信"黑障"效应研究的总体框架,提炼了关键技术并给出解决方案与初步分析结果,可为相关试验提供参考与建议.     

反导弹中的红外和其他技术

美国陆军正在搞的新一代的反导弹,可在大气层外拦截处于中段飞行的洲际导弹再入飞行器。实验中的反导弹将装有行扫描式红外长波镶嵌传感器寻的头和非核战斗部。目前有三家公司正准备参加研制,它们是洛克希德、波音和沃特公司。在大气层内的寻的试验预计在1983年进行,亦可能提前到     

国外简讯

美国在八十年代战略武器现代化计划中,重视发展小型宇宙飞行器,以代替原来的卫星。原有的卫星易被正在试验的苏制反卫星装置栏截或能量武器(如激光和粒子束)摧毁。现在正在制造的一种宇宙飞行器,配备激光对抗设备,包括机动飞行措施、发射诱饵和使用自卫器材,以提高卫星的生存能力。另外,将在F-15战斗机上试验配备红外寻的器的非核杀伤性小型反卫星飞行装置。在发展第一代微波延迟通信系统,实现卫     

高超声速滑翔飞行器全程总红外辐射最小的轨迹优化（特邀）

为降低高超声速飞行器再入过程中,产生的气动热辐射对红外探测窗口性能的影响,从轨迹优化的角度,以再入飞行全程驻点总红外辐射为目标函数,提出了一种基于改进鲸鱼优化算法(Whale Optimization Algorithm,WOA)的高超声速飞行器轨迹优化算法。首先,通过Tent混沌映射和控制因子余弦变化改进WOA,改进算法位置更新时的位置指向性,增强算法全局搜索能力;同时,将再入轨迹优化问题转化为控制量剖面参数优化问题,采用倾侧角一次翻转策略,利用普朗克公式计算驻点红外辐射,并设计目标函数,利用阻力加速度再入走廊处理路径约束,采用罚函数法将终端约束同目标函数相结合;最后,利用改进的WOA对设计的控制量剖面进行参数寻优,获得使目标函数最优的解。仿真实验表明: 文中改进的WOA能够有效完成全程总红外辐射最小的再入轨迹优化任务,全局搜索能力强,且具有较好的鲁棒性。     

《电讯技术》专题资料《近空间飞行器测控与信息传输技术》题要（五）

X-33扩展飞行试验靶场（杨红俊译）为了对X-33,一种小尺寸可重复使用发射器进行飞行试验,要求研究一种扩展试验靶场,用靶场设备提供连续飞行器通信。扩展试验靶场从加州到在蒙大拿或犹他州着陆提供飞行器通信覆盖。     

温度测试系统中的误差分析与控制方法

温度测试系统是飞行器飞行试验中关于系统发射环境温度参数等的测试装置之一。本文从热电偶传感器结构设计与材料选择、信号放大与采集及数据处理等几方面出发,分析了某飞行器飞行试验温度测试系统存在的误差因素;结合飞行试验情况,并按照实际应用的标准,给出了有效提高系统测试精确度的相应控制措施。最后通过试验情况的相关对比,验证了文中所述误差控制方法的有效性。