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World File Search System轨道器
高温下标准模型的超音速风洞试验...
几十年来，人们一直需要进行大攻角高速风洞测试 [1]-[3]。在早期的航天计划中，以及在航天飞机轨道器的研发中，这种能力对于载人太空舱大气再入测试是必不可少的，例如，航天飞机轨道器以 25 马赫和约 40º 的攻角开始大气再入，仅在 4 马赫以下攻角才会降至 20 ° 以下 [4][5]。此外，现代导弹经常在超音速大攻角条件下机动，因此在研发过程中需要对其空气动力学特性进行适当的实验验证。最近开发的许多具有返飞能力的可重复使用运载火箭概念也强调了对超音速大攻角风洞测试的持续需求。人们已经对大攻角空气动力学进行了大量的理论和实验工作 [5]-[8]。此外，工程级预测代码也已扩展，以涵盖高攻角条件 [9]。另一个需要进行高攻角超音速风洞测试的领域是计算流体力学 (CFD)。许多处理高攻角空气动力学的代码正在开发中，主要是为了支持航天飞机、再入舱和类似飞行器的开发。开发人员承认，高攻角空气动力学带来了许多挑战 [10]-[12]。用作这些代码测试用例的实验数据将
行星际任务设计手册，第一卷，第二部分
本文件包含火星弹道飞行任务初步设计所需的图形数据。在 1990 年至 2005 年的所有发射机会的发射能量需求轮廓以及许多其他发射和火星到达参数均以发射日期/到达日期空间显示。此外，还包含大量文本，解释了任务设计方法，从发射窗口开发到火星探测器和轨道器到达设计，利用了本卷中的图形数据以及与各种参数相关的众多方程式。这是计划中的一系列任务设计文件之一，将适用于太阳系中的所有行星和其他一些天体。
应用于 PHI 太阳磁力仪的空间相机的设计和优化
基于定制有源像素传感器 (APS) 的相机已设计、特性化并经过太空应用认证。该相机针对其在太阳磁力仪中的应用进行了优化，旨在用于太阳轨道器任务中的偏振和日震成像仪 (PHI)。设计的相机的控制电子设备在现场可编程门阵列 (FPGA) 中实现。对控制电子设备进行优化，可在高读出速度和温度梯度等可变操作条件下最大限度地降低相机噪声。此外，控制模块可保护图像传感器免受空间辐射引起的单粒子效应 (SEE) 的影响。图像传感器和相机的特性化结果揭示了它们的电气和光电性能。此外，三次辐射活动已经允许研究定制探测器对电离剂量、非电离剂量和单事件效应的耐受性。辐射，特别是非电离剂量，会显著增加传感器的暗电流，并对其他参数产生较小的影响。辐照后测试表明，如果保证适当的飞行退火和工作温度，这些影响可以部分克服，因此不会危及科学成果。对探测器实施的防 SEE 保护成功避免了相机的永久性功能故障。应用分析显示了相机特性及其与其他仪器单元的组合操作如何影响 PHI 磁力仪的偏振和计时性能。该分析既定义了相机的最低要求，又制定了联合操作偏振、光谱和成像模块的最佳策略。该仪器要求相机具有 2048 × 2048 像素的分辨率、快速读出和较大的满阱容量。反过来，任务的具有挑战性的轨道对所有机载子系统施加了恶劣的热和辐射环境。相机电子设备和 APS 传感器已经超越了这些得出的最低性能和操作条件。太阳轨道器是一项太空任务，将研究太阳、日光层以及它们之间的关系。该航天器将比以往任何太空任务更接近太阳。作为太阳轨道器有效载荷的一部分，PHI 磁力仪将测量太阳可见表面（即光球层）的磁场和气体流速。这项工作的大部分内容，包括需求研究、相机设计解决方案和图像传感器的辐射评估，都可以应用于未来的太阳观测站或直接用于其他太空科学相机。
知识转移与企业关系办公室
科学 5 ESA LISA 和 LISA Pathfinder 5 NASA InSight 5 NASA/ESA 詹姆斯·韦伯太空望远镜 6 LIFE - 大型系外行星干涉仪 6 COPL - 生命起源与普适中心 6 ESA/NASA 太阳轨道器 7 JAXA Solar-C 7 ESA Truths 7 宇宙尘埃 7 ESA EnVision 8 样本返回任务 8 ESA SWARM 8 Crowther Lab 8 ESA SolumScire 8 极端天气 9 农作物监测 9 人道主义监测 9 地球冠层高度模型和森林砍伐 9 积雪深度估算 9 EOdal – 地球观测数据分析库 9
SLIM 项目新闻资料包
随着月球轨道器“辉夜姬”和“LRO”带来的大量高分辨率月球观测数据，目前的月球探测任务集中在特定图像中的单个岩石上进行讨论。为了对单个岩石进行这种“原位观测”，必须将航天器精确地降落在附近的平坦地形上。左图是一个具有科学意义的着陆点示例。（请注意，这不是SLIM的着陆点）。虽然这个例子考虑使用月球车到达探测目标，但穿越陡坡和崎岖地形仍然具有很高的难度。因此，实现精确着陆对于未来有效的探测非常重要。候选着陆点（这些与SLIM着陆点不同）
美国宇航局的月球通信和导航架构
C. 地面通信 NASA 正在对月球表面网络的不同方法进行权衡研究，以选出最符合探索要求的实施方案。这些潜在方法包括： • 采用 NASA 的空间对空间通信系统（一种双向通信系统，旨在在航天飞机轨道器、国际空间站和舱外活动机动单元之间提供语音和遥测数据）以超高频率进行语音通信。 • 使用 Wi-Fi 进行近距离高速率视频通信。 • 利用地面无线蜂窝标准实现可扩展、更长距离、高吞吐量的 PNT 服务连接。 [8] 这样的网络可以增强
飞行员引起的振动和人体动态行为
可能导致 PIO 的飞机动态特性 ...................................................................................... 35 A. 有效飞行器中的过度滞后（飞机加稳定性增强） ...................................................................... 35 1. 严重 PIO 中的飞行员动态特性 ............................................................................. 37 2. 良好飞行品质的控制原则 - 对飞行员补偿变化的容忍度 ............................................................................. 53 3. 航天飞机轨道器进近和着陆试验 ............................................................................. 60 4. F-8 数字电传操纵实验 - “确定的”滞后数据 ............................................................. 62 B. 不匹配的飞行员-飞机接口特性 ............................................................................. 64 C. 控制器速率限制 ............................................................................................. 68 D. 飞行器动态转换 ............................................................................................. 70 1. YF-12 PIO ......................................... 70 2. 1 英寸-38 PIO ......................................................... 71
NASA 系统工程手册
2.3-1 SE 发动机跟踪图标 ............................................................................................................................................. 8 2.3-2 产品层次结构，第 1 层：首次通过 SE 发动机 ...................................................................................................... 9 2.3-3 产品层次结构，第 2 层：外部油箱 ............................................................................................................................. 10 2.3-4 产品层次结构，第 2 层：轨道器 ............................................................................................................................. 10 2.3-5 产品层次结构，第 3 层：航空电子系统 ............................................................................................................................. 11 2.3-6 产品层次结构：完整通过 SE 发动机的系统设计流程 ............................................................................. 11 2.3-7 产品运行阶段（阶段 E）典型活动模型 ............................................................................................. 14 2.3-8 重新进入 SE 发动机的新产品或升级产品 ............................................................................................................. 15 2.5-1 非支配设计的包络面 ............................................................................................................................. 16 2.5-2 从包括不确定性在内的几个设计概念中获得的结果估计..................................................... 17 3.0-1 NASA 计划寿命