月球卫星

摘要： 近日,武汉大学测绘遥感信息工程国家重点实验室深空探测器测距测速设施成功接收月球卫星信号,观测了美国月球卫星月球轨道器(LRO)和嫦娥三号着陆器。该研究团队带头人为李斐教授。团队对月球轨道器LRO的观测成功获取了多普勒测速数据,测速精度达mm/s的量级。对嫦娥三号着陆器进行的观测成功获取了着陆器载波和数传信号,针对载波信号的多普勒测速,

摘要： 当前月球卫星主要依靠地面站进行遥控遥测.针对月球卫星与地面站距离较远,信号延迟大,地面基线短和月球背面不可见弧段等因素,提出一种基于X射线脉冲星的月球卫星自主导航方法.结合月球卫星轨道动力学方程和脉冲星提供的量测信息,分析了X射线脉冲星的距离测量精度,并利用PWCS可观测分析方法对系统进行可观测分析,最后采用扩展卡尔曼滤波进行状态估计.仿真结果表明,该导航方案具有较好的稳定性和估计精度,能够适用于月球卫星的自主导航.

摘要： 中国运载火箭技术研究院（以下简称“一院”），成立于1957年，是中国航天事业的发祥地，是中国运载火箭的摇篮，是中国最大运载火箭研制生产基地。著名科学家钱学森是研究院第一任院长。作为中国长征火箭的大本营，一院为主研制的长征系列运载火箭可以把各类地球和月球卫星送入预定轨道；作为天地往返运输系统的主要研制单位，

摘要： To prepare a lunar local base map for the lunar orbiter scene aided navigation and landing, the preparing method and related problems for the lunar local base map were researched in this paper. Based on real data from Chang-E 2 mission, error generation and restriction ways for the local base map were analyzed combining with constraints from measurement, tracking and navigation. A set of algorithm for preparing the lunar local base map was proposed according to the global base map by Lunar Reconnaissance Orbiter Camera(LROC) in LRO mission. Experimental results show that pixel features from the generated local base map are consistent with corresponding features from Chang-E 2 orthographic projection images,the maximum coordinate location error by projection is 7. 065 1 m, and the distortion error is 6. 18 m for the observing map size in 20 kmX20 km. These results meet the precision requirement of the scene aided navigation for the lunar orbiter very well.%为了可靠制备月球卫星景象辅助导航和着陆过程中的月面局部基准图,分析了月面局部基准图制备过程中出现的相关问题和解决方法.结合“嫦娥二号”月球卫星测控和导航实际约束条件分析了各种误差的起因及限制方法,给出了基于美国月球勘测轨道飞行器相机(LROC)全月面基准影像图的月面局部基准图制备算法.实验结果表明,按照所提方法生成的局部基准图与“嫦娥二号”局部正摄投影图像面特征一致,由映射变换产生的图像坐标最大定位误差为7.065 1 m,观测图尺寸为20 km×20 km时的最大形变偏差为6.18m,正摄投影图像面特征和定位偏差均能够满足月球卫星景象导航定位精度的要求.

摘要： Considering that the requirements for multiple work modes, variant power and highly autono- mous control are the significant characteristics for lunar exploration satellite, and aiming at protecting the battery form short charging and over-charging and protecting the power supply security of the satellite, an in-orbit management technology {or nickel-hydrogen battery is raised in this paper which uses in-orbit autonomous control mainly by cou|ometer with auxiliarily pressure control. Furthermore, charging control mode, multiple charging mode and multiple charging rate manage- ment, and charging management during long sunlight period and lunar eclipse are explained, and the in-orbit testing results are given. The good performances of the nickel-hydrogen battery dur- ing in-orbit flight lifetime show that the in-orbit management technology for battery is profitable for lunar exploration satellite.%针对月球卫星工作模式多，功率需求变化大，自主控制能力要求高的特点，防止蓄电池出现欠充电、过充电，确保卫星供电安全，文章提出了以电子电量计控制为主、压力控制为辅的氢镍蓄电池在轨自主管理技术，包括充电控制模式、多模式多速率充电管理、全光照期充电管理和月食充电管理等内容，并给出了电池在轨测试情况。在整个任务飞行过程中电池以优异的性能在轨运行，实践证明月球卫星氢镍蓄电池在轨管理技术合理、有效。

摘要： The accuracy of the lunar UV sensor is limited by the oblate shape of the moon. The imaging principle of the lunar UV sensor and the geometry constraints when the sensor detecting the lunar horizon edge are investigated in this paper. Based on the imaging principle, a lunar nadir vector determination method is investigated. Compared with other approaches in previous literatures, the lunar oblateness is considered in this algorithm. Thereafter, a scenario of autonomous navigation for a lunar satellite based on orientation information of Sun-Moon-Earth is presented by using this algorithm to correct lunar oblateness. Simulation results show that the navigation position accuracy can achieve 300m (3σ) and velocity accuracy can achieve 0. 6m/s(3σ) under measurement noises of 0. 02°(3σ) for the sun sensor, 0. 05°(3σ) for the earth sensor, and 0. 1°(3σ) for the moon sensor, and ensures navigation accuracy of lunar satellite.%针对月球扁率对月球紫外敏感器的月心方向矢量确定的不利影响,研究了月球紫外敏感器的测量原理和敏感到月平边缘时满足的几何约束,提出了一种考虑月球扁率的月心矢量确定方法.并进一步的结合地球敏感器和太阳敏感器的测量信息,研究了基于日地月方位信息的月球卫星自主轨道算法,并评估了月球方位确定算法对导航精度的影响.仿真结果表明,在太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器的精度分别为0.02°(3σ)、0.05°(3σ)和0.1°(3σ)的假设下,考虑月球扁率修正的月球卫星的自主导航位置精度能达到300m(3σ),导航速度误差能达到0.6m/s(3σ),从而保证了环月卫星的导航精度.

摘要： 截至2011年4月4日．我国第二颗月球卫星嫦娥二号已安全运行180天．达到了半年设计寿命。目前．卫星系统状态正常稳定．已全面实现了既定的工程目标．取得了一批重要的科学成果．嫦娥二号是探月工程二期的技术先导星．主要任务是进一步深化对月球的科学探测．

摘要： 本文针对月球卫星轨道高度的长期保持进行了研究，采用数值积分外推轨道方法分别对2种类型的月球轨道：1）200km高度的极轨圆轨道；2）200km高度的极轨优化设计轨道的近月点高度演化规律进行了分析，确定了这2种类型轨道的高度长期保持的轨道维持策略。

摘要： 本文研究了定点在地-月系共线平动点L1或L2点附近的探测器与月球卫星的联合自主定轨问题.利用星间链路数据,文中探讨了一颗共线平动点探测器与一颗月球卫星的定轨方案,对该方案作了数值模拟和结果分析.研究表明,在无地面测站的支持下,共线平动点探测器与月球卫星的联合自主定轨确实可行,影响定轨精度的是整个采样资料的长度以及采样该资料时月球卫星与共线平动点探测器的相对几何构型.

摘要： 本文针对月球卫星轨道高度的长期保持进行了研究,采用数值积分外推轨道方法分别对2种类型的月球轨道：1)200km高度的极轨圆轨道;2)200km高度的极轨优化设计轨道的近月点高度演化规律进行了分析,确定了这2种类型轨道的高度长期保持的轨道维持策略。

摘要： 本文给出了一种月球卫星轨道维持控制策略.首先给出了月球卫星的动力学建模结果,并根据嫦娥一号卫星的几次定轨结果验证了模型的正确性,然后利用该模型计算了月球卫星的偏心率矢量的受摄变化情况,找到了一定的变化规律。最后根据这种变化规律,给出了一种偏心率矢量控制的策略,并给出了仿真实例.这种控制策略与一般的控制方法相比,可以将轨道维持的时间间隔延长一倍,大大减少轨道维持所需的燃料。

摘要： 讨论了由月球DEM和正射影像模拟月球卫星三线阵CCD立体影像的原理和方法,其中重点讨论了月球卫星三线阵传感器投影中心外方位元素模拟、模拟影像像元到月球DEM的投影点求解、考虑月球表面BRDF效应的影像灰度纠正三部分.本文在通常的基于共线方程的投影模拟方法的基础上考虑了月球表面的BRDF效应,对模拟影像进行了灰度纠正.模拟影像像元到DEM的投影点求解采用正算迭代方法,投影过程在月固坐标系下进行,进行长航带影像模拟时可减小月球曲率带来的投影误差.

摘要： 分别介绍了三维激光扫描和多目视觉测量两种三维信息获取系统的测量原理、分类情况、测量特点,分析了两种测量系统各自的研究重点和难点,并通过市场上的典型产品说明了这三类系统的国内外研究和应用现状。回顾了国内外月球车的研究历史,阐述了月球车视觉系统的发展情况。结合当前我国正在逐步实施的探月计划--"嫦娥工程",描述了我国月球车的研究状况以及月球卫星的视觉系统。并且给出了三维视觉系统的发展趋势。

摘要： 由于月球自转较慢,其非球形引力位有一显著特征:扁率小,其动力学扁率J2=O(10-1).另外,月球南北半球质量分布极不对称,反映这一不对称的奇次带谐项J2/-1(1≥2)中若干项与J2的差别只有一个量级,即|J2/-1/J2|-O(10-1)。由于这两个特征,低轨月球卫星的轨道偏心率e有变幅较大的长周期变化ΔeI,从而使得轨道的近月点高度在一个时间段内不断降低。例如初始平均高度分别为100km,75km,50km的近圆轨道,j=45°时,分别于49天,41天和21天后,近月点高度hρ即降为零,轨道器在近月点处与月球以相切的状态相碰。而当i=90°时,则分别于172天,104天和61天出现上述相碰的状态。这种状态正可以被利用(加以制动)使探测器在月球上实现软着陆。

摘要： 月球重力场制约着近月外空间物体的运动,同时环月飞行器的运动也所反映了月球重力场的作用.本文结合我国嫦娥一号探月工程,探讨了利用月球卫星地面跟踪资料,求定月球重力场的基本理论和方法,分析了环月卫星的轨道高度、地面跟踪采样时间间隔和跟踪精度等对月球重力场求定的影响,若单独利用我国嫦娥一号探月工程的地面跟踪数据,恢复30阶次左右的月球重力场模型是一个比较实际的目标.地面跟踪最好能以75s的时间间隔进行采样,数据连续提供时间应不少于30个昼夜,月球卫星星下点的月面轨迹间距不大于110km.

摘要： VLBI技术作为深空测控的主要手段之一,在探月工程中发挥了重要的作用.目前CE2卫星正在飞向距离地球一千万公里的小行星.随着距离越来越远,地面接收的VLBI信标有效带宽越来越窄、信噪比越来越低,群时延的测量精度会急剧下降,给测定轨带来了很大的挑战.本文尝试以相时延为观测量,以群时延作参考求解相时延的模糊度,分析群时延和相时延的测量误差,并对CE2数据做了初步处理,证明该方法有很高的研究价值.

摘要： VLBI技术作为深空测控的主要手段之一,在探月工程中发挥了重要的作用.目前CE2卫星正在飞向距离地球一千万公里的小行星.随着距离越来越远,地面接收的VLBI信标有效带宽越来越窄、信噪比越来越低,群时延的测量精度会急剧下降,给测定轨带来了很大的挑战.本文尝试以相时延为观测量,以群时延作参考求解相时延的模糊度,分析群时延和相时延的测量误差,并对CE2数据做了初步处理,证明该方法有很高的研究价值.

摘要： VLBI技术作为深空测控的主要手段之一,在探月工程中发挥了重要的作用.目前CE2卫星正在飞向距离地球一千万公里的小行星.随着距离越来越远,地面接收的VLBI信标有效带宽越来越窄、信噪比越来越低,群时延的测量精度会急剧下降,给测定轨带来了很大的挑战.本文尝试以相时延为观测量,以群时延作参考求解相时延的模糊度,分析群时延和相时延的测量误差,并对CE2数据做了初步处理,证明该方法有很高的研究价值.

摘要： 一种低轨道地球观测卫星对月球绝对辐射定标方法，包括以下步骤：利用卫星工具软件初步确定低轨道地球观测卫星能够观测到月球的时间；确定对月成像的开始时间、结束时间、相机曝光时间、成像时的卫星姿态角、俯仰角速度等；根据上述参数对月球成像获取月球图像；利用ROLO绝对辐射定标模型对月球图像进行分析，获得绝对辐射定标系数。本发明方法不需要星上定标装置与运行机构，也无需铺设专门的地面定标源，充分利用月球的长期稳定性以及卫星自身的姿态机动能力获取月球图像作为定标源。

摘要： 一种基于遗传算法的月球导航卫星星座设计与优化方法，其适用于月球导航卫星星座的建立与优化、月面月球车的导航定位。其步骤为1)根据月球物理特性确定MLO轨道及月球研究区域基本信息。2)利用研究区域对设计星座的可见星数和GDOP值确定所设计轨道的优劣。3)利用改进的遗传算法对HEO轨道参数进行优化。4)利用降低精度的遍历搜索对遗传算法得到的结果进行验证，保证结果的准确性。这种方法证明了遗传算法在星座设计中具有很高的可用性，优化后的星座提高了月球车在月球南极附近的导航与定位精度。

摘要： 本发明属于深空通信领域。本发明实施例提供一种月球表面通信卫星星座，所述月球表面包括月球的正面和背面，所述星座包括两颗月球通信卫星，所述星座通过所述两颗月球通信卫星建立月球表面各基地之间的通信链路，所述两颗月球通信卫星的运行轨道分别为绕地月的拉格朗日1点的轨道和绕地月的拉格朗日2点的轨道，至少一颗所述月球通信卫星与所述月球表面各基地之间的通信链路采用Ku、Ka、Q或者V频段，或者采用激光通信。本发明实施例能够实现月球正面和背面通信的完全覆盖，能够实现月球正面与背面的大容量、高带宽稳定通信。

摘要： 本发明涉及到一种航天器轨道技术领域内的基于月球借力的GEO卫星应急转移轨道快速优化设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤1、建立高精度的轨道动力学模型，完成地月转移窗口搜索和奔月轨道初步设计；步骤2、建立月球借力轨道模型，绘制借力后返回轨道的关键参数等高线图，为借力参数优化设计提供初值；步骤3、利用绘制的等高线图和返回轨道设计约束，对借力参数进行优化，完成借力返回轨道设计。本发明有效解决了月球借力参数快速优化设计难题，为GEO卫星应急转移方案快速制定提供了有效的方法，数值计算结果显示了该方法的有效性。

摘要： 一种低轨道地球观测卫星对月球绝对辐射定标方法，包括以下步骤：利用卫星工具软件初步确定低轨道地球观测卫星能够观测到月球的时间；确定对月成像的开始时间、结束时间、相机曝光时间、成像时的卫星姿态角、俯仰角速度等；根据上述参数对月球成像获取月球图像；利用ROLO绝对辐射定标模型对月球图像进行分析，获得绝对辐射定标系数。本发明方法不需要星上定标装置与运行机构，也无需铺设专门的地面定标源，充分利用月球的长期稳定性以及卫星自身的姿态机动能力获取月球图像作为定标源。

摘要： 一种月球探测卫星轨道演示模型，在绘有月球探测卫星轨道示意图的盘面上，由插入轨道的光纤端指示出轨道的完整路径，将光纤的另一端按顺序插入一个安装在模型底座内的固定小圆盘的圆周上，用安装在与此固定小圆盘同心、平行且相距10mm以内的一个转盘上的LED照亮此固定小圆盘上的光纤端，并通过转盘旋转，依次照亮固定小圆盘圆周上的光纤端，实现模型盘面上亮点沿着轨道示意图移动，动态演示出月球探测卫星从地球到月球的完整轨道路径和运行过程。

摘要： 一种基于地球卫星和月球卫星联合测距的自主导航方法，基本方法是在地球卫星和月球卫星之间建立星间链路，进行星间距离测量；基于地球卫星和月球卫星之间的距离测量信息，以及三体轨道动力学方程，通过扩展卡尔曼滤波算法，同时估计出地球卫星和月球卫星的绝对位置，实现仅依赖星间测距信息的高精度自主导航。本发明所述方法可用于实现具有较高精度需求的卫星自主导航任务，有助于降低卫星对地面测控的依赖程度，增强卫星系统在紧急情况下的自主生存能力。

摘要： 一种月球卫星微波探测仪实时数据的处理方法，其包括：实时接收卫星下传的原始位流数据；对原始位流数据进行成帧数据处理；从中提取出微波探测仪数据；并对该数据进行解包处理得到数据块；将所述数据块进行物理量转换处理成适于显示的格式，并以易于人眼识别的方式显示出来；对显示出来的数据进行分析，判断该数据是正常还是异常；当判断为数据异常时，根据数据类型的不同，采用相应的应对措施进行处理。该处理方法能够对月球卫星微波探测仪实时探测的科学数据和工程数据进行处理和分析，易于工程技术人员对仪器的状态进行监视，处理异常情况。

摘要： 一种基于地球卫星和月球卫星联合测距的自主导航方法，基本方法是在地球卫星和月球卫星之间建立星间链路，进行星间距离测量；基于地球卫星和月球卫星之间的距离测量信息，以及三体轨道动力学方程，通过扩展卡尔曼滤波算法，同时估计出地球卫星和月球卫星的绝对位置，实现仅依赖星间测距信息的高精度自主导航。本发明所述方法可用于实现具有较高精度需求的卫星自主导航任务，有助于降低卫星对地面测控的依赖程度，增强卫星系统在紧急情况下的自主生存能力。

摘要： 本发明提供了一种月球卫星重力异常数据的全方向滤波方法，包括：将月球卫星重力异常网格数据剖分成多个子区；对滤波窗口范围内的数据进行单方向去噪，滑动滤波窗口直至遍历子区内所有数据，得到各子区的单方向去噪结果；将各子区的数据按照预设角度逐次旋转，直到完成所有预设角度方向的去噪；将得到的全方向去噪的各个子区数据进行拼合，得到一次去噪结果；当本次去噪结果满足预设条件时，输出最终的去噪结果。本发明通过对滤波窗口范围内的数据按照预设角度进行单方向去噪，最终得到全方向去噪数据，可以去除月球卫星重力异常数据中的条带干扰和高频噪音，为后续重力数据处理、反演和地质构造解释等方面提供可靠的数据支撑。