轨道器

摘要： 1引言2021年11月,我国天问一号与欧洲航天局(ESA)“火星快车”(MEX)任务团队合作,开展了“祝融”火星车与“火星快车”轨道器在轨中继通信试验,取得圆满成功。试验前,双方向各自探测器通过上行指令做好工作准备。在约定时刻,由“祝融”向“火星快车”发送测试数据,通信距离约4000km,通信时长10min。

摘要： 到2021年12月,圆满完成我国月球探测工程"绕、落、回"三步走任务第三步的嫦娥五号采样返回任务,已成功实施一周年。嫦娥五号探测器由轨道器、着陆器、上升器和返回器组成,这个"团队"就像接力队一样,通过"接力"方式,把月球样品送回地球。那么,为什么不只派一个成员,独自完成月球采样任务呢?

摘要： ESA网站2022年2月18日报道,ESA和NASA合作的太阳轨道器(Solar Orbiter)任务搭载的全日成像仪(FSI)成功捕捉到有史以来最大的日珥喷发图像以及与之相关的完整日面图像,为分析日珥与曰面的联系提供了新的可能。

摘要： 针对嫦娥五号任务中轨道器平台系统的严苛要求,传统卫星电子系统设计架构已无法完成任务,需寻求新的系统解决方案。本工程任务中国内首次采用综合电子一体化系统架构,将功率电子、信息电子、射频电子进行柔性配置,实现供配电、火工品与电分离控制、数据管理、热控、机构驱动控制、力学环境检测、遥控、遥测、数传等整器电平台功能,最大限度共享资源,降低设备数量和重量,同时实现了信息的融合与共享。与传统方案相比,综合电子架构对系统优化减重达40%以上,系统运行稳定可靠,圆满完成工程任务。

摘要： 嫦娥五号轨道器是中国首次月球无人采样返回探测器的组成部分,具有大承载、轻量化、质心要求零配平、总装实施困难等技术难点。对轨道器的构型布局设计及关键实现环节进行了阐述,包括基本构型设计、构型设计对结构轻量化的贡献、横向质心零配平设计、总装实施创新设计,并以此为基础完成了轨道器的总装设计与系统集成,通过了地面与飞行验证。

摘要： 嫦娥五号探测器由多器组成,其中轨道器构型为多舱段结构。各器间及各舱段间的信息网络采用1553B总线,各器之间、各舱段之间通过分离连接器进行电信号的传输,因此1553B总线需设计为穿舱的结构。本文论述了轨道器1553B总线网络的设计方案情况,通过对比两种设计方案,并主要针对经过低频连接器的1553B总线网络上的各个RT终端进行物理层和协议层的性能测试,确定了采用主总线与短截线穿舱相结合的设计方案。同时由于飞行器分离,1553B总线在实际的使用过程中需要进行重组,因此可以通过设置总线开关的方式进行总线重组方案设计,当舱段分离前,将相应的总线开关进行加电,切换到终端匹配电阻的模式,从而形成完整的总线结构。此种设计方案为多舱段飞行器间的总线网络设计提供了可供借鉴的示例。

摘要： 嫦娥五号轨道器完成了中国首次月球轨道飞行器与飞行器、飞行器与舱段间的多次分离任务。嫦娥五号探测器为控制包络,降低质心,采用了多器多舱体串联组合构型,舱体间相互套叠,舱体与设备之间的间距极小。针对分离体构型布局复杂、分离体精确建模困难、分离安全间距小问题,提出了一种分离安全包络设计方法,经分离动力学仿真分析和在轨飞行验证,分离安全包络设计方法正确,满足任务要求。

摘要： 针对嫦娥五号轨道器在环月轨道工作的复杂光照、多负载变化等特点,提出一种基于双母线设计的深空运输航天器能量平衡设计与评估方法,实现环月轨道器的高效能源利用,在轨能量情况准确预估与快速决策。该方法通过在轨飞行数据进行验证。对轨道器能源系统配置优化方法、能源评估建模与验证做出概要介绍,可以作为后续月球探测能源系统设计的参考。

摘要： 探月三期工程是我国探月工程“绕、落、回”3个部分中“回”的部分,其探测器由轨道器、着陆器、上升器及返回器组成,轨道器、上升器是探测器中重要的组成部分,探月三期工程轨道器、上升器采用同一种液体火箭发动机作为其推进分系统主发动机,为轨道器和上升器提供各项工作所需的冲量。考虑到针栓式喷注器结构简单、燃烧稳定性好、可实现高性能,轨道器、上升器推进分系统主发动机推力室采用针栓式喷注器。

摘要： 详细介绍了嫦娥五号轨道器在欧空局(ESA)所属的欧洲空间操作中心(ESOC)开展测控对接的试验项目。重点分析了在ESOC参考测试站和国内测控站开展对接试验时试验项目及方法上的异同。从对接试验结果可以看出,嫦娥五号轨道器与欧空局所属库鲁站、玛斯帕拉玛斯站天地接口匹配,北京航天飞行控制中心(BACC)与ESOC之间地地接口匹配,相关技术参数满足嫦娥五号任务要求。从欧方对接试验的成功经验中获得了较为深刻的启示,从对接模式、试验条件、项目和方法4个方面为今后国内站测控对接提供了重要参考建议。

摘要： 基于一个7组元6反应动力学模型，采用NND差分格式求解化学反应Navier-Stokes方程，数值研究高超声速轨道器的绕流特性.计算方法经验证分析后，被用于多个来流状态的真实气体效应模拟，重点讨论了轨道器气动特性在真实气体效应作用下对不同来流状态和不同舵偏角的敏感性.研究表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内，缩短了激波的脱体距离，使激波层变薄，流动变量的梯度变大；空气的离解和电离导致轨道器的阻力系数比完全气体计算值低，压心位置前移.小攻角下，升力系数和俯仰力矩系数的真实气体计算值高于完全气体计算值，大攻角情形则相反.此外，小攻角时真实气体效应产生小低头力矩，而大攻角时产生小抬头力矩.单就舵面而言，真实气体效应使其阻力系数增大，使其升力系数和俯仰力矩系数在小攻角且非负舵偏角时变小，在大攻角且负舵偏角时变大.特别地，真实气体效应仅在零攻角且零舵偏角时对舵面的压心位置产生较大影响.

摘要： 为了提高火星进入段自主导航精度,本文利用火星轨道器与探测器之间的距离、速度测量信息并结合惯性测量单元(IMU)的输出进行组合导航。在建立探测器状态方程和量测方程的基础上,针对扩展卡尔曼滤波(EKF)计算复杂、线性化误差大、滤波稳定性不好等问题,提出了基于UKF的轨道器辅助导航方法,最后通过数学仿真验证了该方法的有效性。

摘要： 自1960年至今将近50年，人类共发射了38次／39个火星探测器。其中，前苏联／俄罗斯发射了18次，失败14次;美国发射18次／19个探测器，失败5次／6个探测器;日本发射1次，失败;欧空局发射1次，轨道器成功，登陆器失败。火星探测器发射的总成功率(包括部分成功)为46％。已发射的火星探测器，包括“飞越”，“轨道器”，“登陆器”和“漫游者”等类型。火星探测已经从无人探测，进展到机器人探测阶段，跨过了“越”，“绕”，“落”三大步。

摘要： 小天体探测器稳定附着于小天体表面，且不发生反弹飘走，着陆机构方案的参数选择至关重要。论文以小行星轨道器+着陆器为研究对象，考虑小天体表面摩擦系数、地形、小天体引力、着陆器质量及转动惯量、着陆腿数量和展开半径、发动机推力、着陆初始速度和姿态等影响因素，通过简化模型，建立小天体探测器着陆机构对称着陆动力学数学模型，分析了着陆机构的运动微分方程，运动几何关系和机构受力关系，并以此推导了小天体探测器稳定性判断准则，为后续进一步研究小行星着陆动力学行为奠定基础。

摘要： 低轨卫星的两个最重要的轨道根数a(半长径)和e(偏心率)的变化规律主要取决于大气耗散作用和中心天体非球形引力位中的奇次带谐项J2/-1(1≥2)与动力学扁率项J2的比值:|J2/-1/J2,而该比值对于地球、月球和火星各为10-3,10-1和10-2。因此,低轨地球卫星轨道a和e的变化及其轨道寿命主要受大气作用的制约。而月球低轨卫星的相应变化及轨道寿命则主要受奇次带谐项J2/-1(1≥2)作用的制约,且与轨道倾角i有密切关系。对于火星低轨卫星,因大气作用较弱,其轨道偏心率e的变化以及相应的轨道寿命显然也主要决定于奇次带谐项J2/-1(1≥2),即通过对偏心率e的长周期影响导致近火点高度hρ有明显变化而制约其轨道寿命,但与倾角i的关系又不同于月球卫星。本文对此进行了理论分析,给出了火星低轨卫星轨道变化的特征(特别是与地球卫星和月球卫星变化规律的差别),并有相应的数值验证。结果表明,火星低轨卫星的轨道偏心率e的变幅可达0.02～0.03,高度低于100km的近圆轨道,其近火点高度会很快降为零而与火星相"撞",但这主要发生在极轨(i=90°)卫星,而随着i的减小,e的变化幅度也随之减小,这一特征确与月球低轨卫星有明显差别。

摘要： 基于八叉树数据结构,采用直接分层光顺的方法,生成了三种轨道级飞行器外形的非结构贴体直角网格.在此基础上采用最小二乘法对N-S方程进行了MUSCL有限体积法的非结构网格直角的粘性求解,提出了带约束边界条件的最小二乘法的处理办法.比较了NS方程和Euler方程的计算结果.对三种外形方案的11种飞行姿态,不同马赫数不同攻角的300多种状态进行了粘性数值模拟计算.对比分析了三种外形的气动特性,着重计算分析了A方案的纵向气动特性、纵向舵偏配平特性及横向气动特性.

摘要： 本文从借鉴国内外月球着陆探测器构型经验及发展趋势的角度出发,分析了月球探测的特点及约束条件,综合我国实际国情和深空探测发展需要,提出了我国月球探测的指导思想,并分析了探测器系统组成的三种构型方案的特点,从构型及总体技术指标等方面介绍了探测器组成方案二-轨道器+着陆器(月面巡视探测器),并予以肯定.

摘要： 美国航天飞机是二十世纪人类科技发展取得的重要成果之一,是人类重复使用航天运载器发展史上的一个里程碑.虽然航天飞机并没有全部实现最初的设计理念,但是为今后航天器发展开辟的道路是会一直延续下去.航天飞机也是人类历史上带翼飞行器的第一次跨大气层飞行,美国从中积累了大量对此类气动问题的认识和经验.因此,深入研究美国航天飞机研制中的经验和教训,对于我们深化跨大气层飞行器的气动问题的认识和提高设计水平,有着很好的借鉴意义.本着这个思想,本文介绍了我院研发中心近年来对美国航天飞机的气动特性认识和研究上取得的一些积极结果。

摘要： 美国航天飞机是二十世纪人类科技发展取得的重要成果之一,是人类重复使用航天运载器发展史上的一个里程碑.虽然航天飞机并没有全部实现最初的设计理念,但是为今后航天器发展开辟的道路是会一直延续下去.航天飞机也是人类历史上带翼飞行器的第一次跨大气层飞行,美国从中积累了大量对此类气动问题的认识和经验.因此,深入研究美国航天飞机研制中的经验和教训,对于我们深化跨大气层飞行器的气动问题的认识和提高设计水平,有着很好的借鉴意义.本着这个思想,本文介绍了我院研发中心近年来对美国航天飞机的气动特性认识和研究上取得的一些积极结果。

摘要： 本发明涉及一种用于传导轨道车辆(100)的轨道制动器(102)的磁场的屏蔽装置(116)，其中，轨道制动器(102)具有至少一个磁体(114)。屏蔽装置(116)包括：至少一个第一层(220)，所述第一层(220)布置或能够布置在磁体(114)上；至少一个第二层(222)，其中第一层(220)的外轮廓与第二层(222)的外轮廓不同；以及绝缘层(224)，绝缘层(224)布置在第一层(220)与第二层(222)之间，其中，绝缘层(224)被设计成使两个层(220、222)彼此电绝缘。

摘要： 本发明涉及一种用于轨道车辆的电磁式轨道制动器的磁体的壳体装置(400)。在此，所述壳体装置(400)具有用于将第一连接电缆(A)穿通到磁体中的第一电缆穿通孔。壳体装置(400)的特征在于，第一电缆穿通孔的第一轴向延伸轴线(470)布置成相对于壳体装置(400)的与第一电缆穿通孔邻近的主表面(410)成锐角倾角(α)，其中，所述第一电缆穿通孔在允差范围内布置在轨道制动器的中心。本发明还涉及一种用于轨道车辆的电磁式或永磁式轨道制动器，其具有至少一个根据本发明的用于磁体的壳体装置(400)。

摘要： 本申请公开了一种轨道电路接收器和移频轨道电路接收器，所述轨道电路接收器包括信号处理单元、隔离变压器、两采集通道、两检测通道，两采集通道构成二取二结构，隔离变压器包括一用于接收待测信号的初级线圈和两分别设有一中心抽头的次级线圈；每个采集通道分别采集一次级线圈的两端子的差分信号与共模信号并输出至信号处理单元；信号处理单元通过每个检测通道向变压器次级线圈中心抽头发送检测信号，将差分信号与预设频率和/或预设幅值进行比较以检测待测信号的状态，比较共模信号与检测信号，以检测两个采集通道及隔离变压器是否工作正常。本申请通过设置中心抽头和检测通道，能够对轨道电路接收器进行完整性检查，提高安全性。

摘要： 本发明涉及一种用于将第一轨道车辆电气联接至第二轨道车辆的列车联接器连接器模块(1)，所述模块包括：‑具有内侧的固定块(11)，所述固定块(11)能够安装在电气列车联接器上，‑在固定块(11)中并排布置的多个接触单元(3)，每个接触单元(3)具有面向所述固定块(11)内侧的第一端(32)以及从所述固定块(11)向外延伸的第二端(33)，所述第一端和第二端中的一者是阴触头(24)，另一者是阳触头(25)，‑其中所述接触单元(3)中的至少一个被布置为在所述固定块(11)朝外的方向上是能够从所述固定块(11)上单独移除的。

摘要： 本发明涉及一种用于传导轨道车辆(100)的轨道制动器(102)的磁场的屏蔽装置(116)，其中，轨道制动器(102)具有至少一个磁体(114)。屏蔽装置(116)包括：至少一个第一层(220)，所述第一层(220)布置或能够布置在磁体(114)上；至少一个第二层(222)，其中第一层(220)的外轮廓与第二层(222)的外轮廓不同；以及绝缘层(224)，绝缘层(224)布置在第一层(220)与第二层(222)之间，其中，绝缘层(224)被设计成使两个层(220、222)彼此电绝缘。

摘要： 本发明涉及一种用于轨道车辆的电磁式轨道制动器的磁体的壳体装置(400)。在此，所述壳体装置(400)具有用于将第一连接电缆(A)穿通到磁体中的第一电缆穿通孔。壳体装置(400)的特征在于，第一电缆穿通孔的第一轴向延伸轴线(470)布置成相对于壳体装置(400)的与第一电缆穿通孔邻近的主表面(410)成锐角倾角(α)，其中，所述第一电缆穿通孔在允差范围内布置在轨道制动器的中心。

摘要： 本发明涉及一种轨道制动系统，包括：行车制动器和/或驻车制动器、用于通过至少一个气压剂为所述行车制动器和/或驻车制动器供给以将所述行车制动器和/或驻车制动器置于锁紧状态和/或释开状态而设置的气动管道网络、以及显示所述行车制动器和/或驻车制动器的所述锁紧状态和/或释开状态的显示设备(5)，所述显示设备包括通过所述气动管道网络连接至所述行车制动器和/或驻车制动器的至少一个气动输入口(10)、至少一个电气输入口(12)、连接至所述至少一个气动输入口(10)和至少一个电气输入口(12)的至少一个电子压气启动件、以及连接至所述电子压气启动件且受到该电子压气启动件控制以显示所述行车制动器和/或驻车制动器的所述锁紧状态或释开状态的至少一个电子显示件(15、115)。

摘要： 本发明涉及一种用于将第一轨道车辆电气联接至第二轨道车辆的列车联接器连接器模块(1)，所述模块包括：‑具有内侧的固定块(11)，所述固定块(11)能够安装在电气列车联接器上，‑在固定块(11)中并排布置的多个接触单元(3)，每个接触单元(3)具有面向所述固定块(11)内侧的第一端(32)以及从所述固定块(11)向外延伸的第二端(33)，所述第一端和第二端中的一者是阴触头(24)，另一者是阳触头(25)，‑其中所述接触单元(3)中的至少一个被布置为在所述固定块(11)朝外的方向上是能够从所述固定块(11)上单独移除的。

摘要： 本实用新型涉及一种轨道车辆制动器及其调节器，该调节器包括带非自锁螺纹的螺杆(s8)、调节器外壳(s5)和复位弹簧(f3)，该螺杆在一端具有连杆头，在该调节器外壳中定心地安装所述螺杆，该调节器外壳具有突起(s2)，在调节器外壳与螺杆之间具有第一和第二环形空间，在第一环形空间中设置与螺杆啮合的止推螺母(s7)，该止推螺母与突起具有彼此配合的摩擦圆锥面，在第二环形空间中设置与螺杆啮合的补偿螺母(s12)，该补偿螺母与联接管(s11)具有彼此配合的摩擦圆锥面，联接管带径向间隙地套装在螺杆上，并且能沿轴向在两个轴向位置之间移动，这两个轴向位置之间的轴向距离(X)限定调节器的额定行程。该调节器允许闸瓦间隙的自动补偿调整。

摘要： 本申请涉及一种偏振无关型轨道角动量调制器和轨道角动量光束发生器。所述偏振无关型轨道角动量调制器包括光纤主体。所述光纤主体具有螺旋光纤结构，所述螺旋光纤结构具有长周期光纤光栅效应。所述光纤主体轴向具有周期性的螺旋折射率调制，所述螺旋折射率调制周期位于百微米量级，所述螺旋折射率调制分布于所述光纤主体的轴向、径向和角向，用于激发螺旋相位，产生轨道角动量光束。上述偏振无关型轨道角动量调制器，可以在一定带宽内激发螺旋相位，不会形成对偏振敏感的特定方向，具有偏振无关性。全光纤结构在通信中有利于集成，具有良好的兼容性，无需其他器件辅助，具有结构简单、容易制备等优势。