低轨星载粒子探测器布局优化研究

基于卫星工具包(STK)、MATLAB软件和国际地磁参考场(IGRF)模型,对粒子探测器在低轨卫星任务中的投掷角测量范围进行了仿真,并给出了其探测器的星上布局优化方法。研究结果表明:粒子探测器的星上布局选择与任务的探测目标相关。如果探测目标是束缚在磁场中作弹跳运动的粒子,应将探测器在朝向卫星轨道坐标系±Y轴的基础上向卫星的前进方向偏转;如果探测目标是处于损失锥中的沉降粒子,应将探测器在朝向卫星轨道坐标系-Y轴的基础上向天顶方向偏转;为实现全投掷角探测范围的探测,要使用多个探测器通过构型布局优化进行联合探测。文章提出的投掷角测量范围分析与优化方法,可推广到多种轨道高度的粒子探测卫星总体设计中,为提升卫星的总体分析设计水平提供支持。     

地球同步轨道系列卫星自主空间辐射环境监测及应用

对地球同步轨道空间辐射环境监测及应用进行了研究。给出了持续开展的国外GOES系列卫星和国内FY-2系列卫星的地球同步轨道空间粒子辐射探测介绍,以及AE8和AP8、AE9和AP9、POLE、FLUMIC等用于地球同步轨道带电粒子辐射环境评估的经验模型发展。我国自主高能带电粒子辐射监测自20世纪90年代中后期开始,FY-2系列卫星上的带电粒子探测仪器经过了两代卫星的技术巩固和第三代卫星的创新发展,实现了更精细的能道划分并拓宽了对带电粒子辐射能谱的探测。介绍了用FY-2系列卫星获得的不同扰动状态下高能电子能谱特性,兆电子伏特级高能电子快速、缓慢增强事件,以及与GOES-13,15卫星联合应用分析高能电子不同地方时动态与太阳质子事件动态演化结果。用FY-2系列卫星获得的观测数据能准确、灵敏反映轨道空间高能带电粒子的动态变化;与GOES系列卫星的同期观测结果比较既反映出相对平静时的趋于一致性,又反映了强扰动下的显著短时局地差异,这为开展该轨道粒子辐射实测数据多星联合分析,发展磁层对扰动响应更全面、更复杂的图像,为带电粒子起源、重新分布、损失机制等深入研究提供了可能。在最新的第一代静止气象卫星FY-4卫星上,带电粒子探测仪器兼顾了能谱和方向的设计,既具备FY-2系列卫星平台高能电子、质子全能谱的探测,又增加了高能电子的多方向探测。目前除GOES系列卫星以外,仅有我国地球同步轨道系列卫星可提供持续的轨道空间粒子辐射环境长期实测记录,数据的长时间积累和信息丰富将促进地球同步轨道空间粒子辐射经验模型向更精细化的方向发展,并推动我国空间粒子辐射环境理论和自主建模研究,更好地服务于我国空间天气监测预警业务。     

圆形太阳同步轨道卫星的空间热环境分析

近年来得到广泛应用的微小型卫星大多运行于圆形的太阳同步轨道,空间外热流的计算对卫星热控制系统的设计至关重要。分析了圆形太阳同步近地轨道受太阳照射的特性,建立了运行于圆形太阳同步轨道的三轴稳定的长方体卫星的外热流模型,归纳了太阳辐射热流、地球反照热流和地球辐射热流的瞬时和周期平均值的计算公式,分析了外热流的变化规律。分析指出太阳同步轨道的受晒特性主要由轨道的降交点地方时决定,外热流中太阳辐射最强,地球反照最弱。通过计算卫星各表面的外热流特性,可选择合适的散热面及太阳能电池安装面。     

月球探测器外热流与散热能力分析

给出在不同高度和β角的环月圆轨道下,探测器的太阳和月球红外热流密度,并分析了其热流随轨道变化的规律。在嫦娥三号探测器热分析中采用月面月壤热数学模型,计算了着陆月面探测器表面在全月昼不同太阳高度角下的太阳热流和月表红外热流密度。通过对各个表面散热能力的分析总结,得出了背月面和背阳面的两个有效散热面,可为环月和月表探测器热设计提供参考。     

固定展开式太阳电池阵法线的最佳方向

以太阳同步轨道对地三轴稳定的卫星为对象,研究它的固定展开式太阳电池阵法线的最佳方向,使得太阳电池阵在一个轨道周期内接收到的总的太阳入射能量最高。根据卫星在轨运行时太阳、地球、卫星三者之间的几何关系,建立了以太阳电池阵所接收的太阳入射能量力目标函数的优化模型。约束条件来自两个方面,一个是卫星必须处于日照区,另一个是卫星太阳电池阵的太阳入射角必须为锐角。并以轨道高度为782km的太阳同步轨道为例,用搜索该优化模型可行解域的方法,求出轨道面太阳入射角不同大小时,卫星的固定展开式太阳电池阵法线的最佳方向。     

绕月与月面探测热环境及影响因素研究

为全面分析绕月和月面探测器可能经历的热环境作为热控设计依据,文章给出了典型高度和β角的环月圆轨道中,绕月探测航天器接收的太阳和月球红外热流密度及其变化规律。针对复杂月表地形,提出并采用月面三维月壤热模型,计算给出了不同太阳高度角下月面探测器在常规平坦月表的外热流密度情况,定量研究了月面山丘高度及其与探测器距离对探测器表面接收红外热流的影响程度,定性分析了复杂月表地形和月尘对探测器表面红外热流的影响。     

太阳同步对日定向卫星的测控天线布局设计

对日定向姿态卫星在轨没有固定指向地球的一侧,若采用在卫星对天面和对地面反向对称各安装一副测控天线以实现准全向覆盖的传统布局设计,在测控弧段中地面站方位跨越测控天线组合方向图干涉区的过程中,测控链路极易受到该区域天线增益的剧烈波动而出现链路中断,从而对测控任务产生较大影响。太阳同步轨道具有轨道平面和太阳矢量保持相对固定夹角的特性,若运行于太阳同步轨道的卫星采用对日定向姿态,则可利用该轨道特性,结合我国地面站主要位于北半球的特点,通过优化测控天线在星上的布局,减少测控天线干涉区对测控链路的影响。通过仿真分析给出该设计的具体实现过程,并给出不同轨道高度和降交点地方时对应的测控天线推荐安装角度,可为运行在太阳同步轨道上的对日定向姿态卫星提供测控天线布局参考。     

天基光学空间监视指向策略研究

针对如何提高天基光学监视对GEO目标的观测效率,开展了天基光学监视指向策略的研究.首先,对比分析了适合GEO带观测的几种天基光学监视轨道,并选择太阳同步晨昏轨道作为天基光学GEO目标观测轨道;其次,为充分利用光照条件并避免地影对GEO观测造成影响,分析了影响最佳指向角的2个因素——太阳矢量、轨道面法线矢量在地心惯性坐标...     

空天瞭望

"奥德赛"将再延寿两年美国"火星奥德赛"轨道探测器已获准再工作两年,即到2010年9月。2001年飞抵火星的该探测器是目前在火星轨道上运行的6个探测器中服役时间最长的一个。这是它第三次进行为期两年的延寿。"奥德赛"采用太阳同步轨道。延长期的新探测任务要求它逐步改变轨道。变轨     

基于萤火一号技术的自主火星探测器方案

提出了基于萤火一号（YH-1）火星探测器技术的自主火星探测器方案,可携带多种有效载荷在准太阳同步圆轨道上对火星进行科学探测。该方案具有可实现性强、成本低、研制周期短等特点,并能满足火星探测后续工程中的环绕器设计要求,利于我国火星探测的长远发展。利用长征三号乙运载火箭,在西昌卫星发射中心就可实现2013/2016年的我国自主火星探测。     

欠驱动航天器的分段解耦姿态控制

研究欠驱动航天器姿态控制系统设计问题。首先给出了欠驱动航天器的姿态动力学方程和运动学方程。然后,基于系统模型的特点,采用分段解耦控制的思想,依次为动力学系统和运动学系统设计了渐近稳定的控制律,使航天器进入三轴稳定状态或自旋稳定状态。最后通过数值仿真验证了分段解耦控制方法的有效性。     

Three-axis active control system for gravity gradient stabilised microsatellite

In this paper, the control system of the first Algerian microsatellite in orbit Alsat-1 is presented. Alsat-1 is a 3-axis stabilised microsatellite, using a pitch momentum wheel and yaw reaction wheel, with dual redundant 3-axis magnetorquers. A gravity gradient boom is employed to provide a high degree of platform stability. Two vector magnetometers and four dual sun sensors are carried in order to determine the attitude. This paper examines the low Earth orbit (LEO) control system requirements and design in the context of a real system, the Surrey Satellite Technology Limited (SSTL) advanced microsatellite platform and puts forward designs for the control system to match the advanced capability of the enhanced microsatellite platform. Numerical results show the effectiveness of the implementation. Comparison with in orbit results is presented to evaluate the performance of the control system during accurate Nadir pointing control.     

基于IGRF地磁场模型的航天器地磁干扰力矩数值仿真

航天器长期在轨运行期间,空间磁场与其自身磁矩相互作用的累积,会对航天器的姿态造成较大影响,加重姿态控制系统负担,降低航天器的可靠性。文章分别针对航天器轨道计算及地磁场模型的使用,对航天器地磁干扰力矩数值的仿真进行了系统的研究,最终得到航天器在轨运行时地磁干扰力矩计算仿真方法。     

Some features of solar cosmic ray penetration into the Earth’s magnetosphere

We compared fluxes of the 1–100 MeV solar energetic particles (SEP) measured in the interplanetary medium (ACE) and in the magnetosphere (Universitetsky-Tatiana, POES—in polar caps, and GOES-11—at geosynchronous orbit) during several SEP events of 2005–2006. Peak intensities of the SEP fluxes inside and outside the magnetosphere were compared for each event. It is shown that observed inside-outside difference depends mainly on direction of interplanetary magnetic field (IMF), on degree of the SEP anisotropy (pitch-angle distribution) in IMF, and on distance of the dayside magnetopause from the Earth.     

不完备轨道信息下的LEO轨道面内机动检测方法

针对某些因轨道信息不完整而无法直接外推的LEO轨道飞行器的机动检测问题,提出了一种基于轨道摄动影响的面内机动检测方法。该方法将半长轴和偏心率作为检测量,通过分析大气阻力摄动和J 2 项摄动对 LEO 飞行器轨道的影响,从而确定目标飞行器的轨道参数允许边界值,再通过和实际轨道参数进行比较来判定被检测数据点参数是否超出正常范围。最后,采用这种方法对X\|37B飞行器轨道数据进行了仿真验证,共检测出10个机动点,结果表明该方法可以较为准确地利用有限轨道信息检测目标的轨道机动情况。     

Electron flux variations at altitudes of 600–800 km in the second half of 2014. preliminary results of an experiment using RELEC equipment onboard the satellite <Emphasis Type="Italic">VERNOV</Emphasis>

The results of measurements of fluxes and spectra carried out using the RELEC (relativistic electrons) equipment onboard the VERNOV satellite in the second half of 2014 are presented. The VERNOV satellite was launched on July 8, 2014 in a sun-synchronous orbit with an altitude from 640 to 830 km and an inclination of 98.4°. Scientific information from the satellite was first received on July 20, 2014. The comparative analysis of electron fluxes using data from RELEC and using experimental data on the electron detection by satellites Elektro-L (positioned at a geostationary orbit) and Meteor-M no. 2 (positioned at a circular polar orbit at an altitude of about 800 km as the VERNOV satellite) will make it possible to study the spatial distribution pattern of energetic electrons in near-Earth space in more detail.     

空间目标小型相控阵雷达探测技术

地基探测系统受站点布局限制,难以实现全轨道空间的目标探测与跟踪。为对高价值航天器邻域空间目标进行全时探测与跟踪,提出基于伴随微纳卫星的小型化相控阵雷达技术。通过分析不同波段雷达对大范围空间目标搜索与精细跟踪的性能,并综合考虑系统复杂度与功耗等因素,最终选择C波段作为雷达工作频段。详细阐述小型化相控阵雷达的系统设计、目标搜索与跟踪的信号处理方法、测距与测角误差分析等。仿真分析证明,该小型化相控阵雷达能对25 km范围内、40°×40°的三维空间进行目标搜索,实现0.4 m的测距精度与0.03°的测角精度,满足空间目标大范围搜索与跟踪应用的需求。     

降低电磁波在再入等离子体中衰减的仿真分析

对电磁波在再入等离子体中的衰减特性进行了分析。在不减少辐射口面处等离子体电 子总数的条件下,提出一种极化方向电子密度周期变化分布降低电磁波衰减的方法。对于电 子密度均匀分布与再入过程中实际分布的等离子体模型,采用发射与接收天线,对电磁波在 等离子体中的传播特性进行仿真。得到了电子密度均匀分布与周期变化时的电场分布图,分 别计算了电子密度均匀分布与实际分布时的电磁波衰减,对原分布与周期变化分布时产生的 电磁波衰减进行比较。仿真结果表明,极化方向电子密度的周期变化,可有效改善电磁波的 传播特性,使电磁波衰减降低。
     

Robust attitude stabilization of spacecraft subject to actuator failures

A robust nonlinear control scheme is developed to stabilize the 3-axis attitude of the spacecraft for cases where there is no control available on either roll or yaw axis. The stability conditions for robustness against unmatched uncertainties and disturbances are derived to establish the regions of asymptotic 3-axis attitude stabilization. The properties of the proposed sliding surface are investigated to obtain the domains of sliding mode for the closed-loop system. Several numerical simulations are presented to demonstrate the efficacy of the proposed controller and validate the theoretical results. The control algorithm is shown to compensate for time-varying external disturbances including solar radiation pressure, aerodynamic forces, and magnetic disturbances; and uncertainties in the spacecraft inertia parameters. The numerical results also establish the robustness of the proposed control scheme to negate disturbances caused by orbit eccentricity.     

Equilibrium positions of a weight on a cable fixed to a dumbbell-shaped space station moving along a circular geocentric orbit

The motion of a space object in the gravitational field of the Earth is considered. The object consists of an extended space station and a weight, which is free to move along the cable fixed to the ends of the station. It is assumed that the station is composed of two masses coupled by a weightless rod, while the cable is weightless and non-stretched. The equations of motion of such a system are derived for the case when the motion proceeds in a single plane, while the center of mass of the system moves along a circular geocentric orbit. The conditions of the cable tension (conditions of being on tie) are derived. The phase portrait of the weight motion along the cable is constructed when the station is oriented to the attracting center or is perpendicular to this position. The possibility to leave the tie in this case is analyzed. Equilibrium configurations of the system are found, i.e., such motions of the object under consideration at which the weight does not change its position relative to the station. Lyapunov stability of such configurations is analyzed for two situations: when the station is composed of equal masses and when masses at the ends of the station are different. In particular, for the case of different masses it is established that there exist such positions of equilibrium at which the dumbbell is located at an angle to the direction to the attracting center. In some cases these positions can be stabilized (if the weight is fixed on the cable).