深空通信Ka频段数传发射机的研究

针对我国今后深空探测任务的发展需求,提出了应用于深空通信的Ka频段数传发射机技术设计方案,给出了整机关键输出特性结果。采用一体化设计和数字化技术,Ka频段数传发射机实现了轻小型化和高效率。基于CCSDS(空间数据系统咨询委员会)的相关建议标准,信道编码采用级联纠错编码技术和低、中、高速率数传码分段对应选择PCM/BPSK/PM(脉冲编码调制/二相相移键控/调相)、NRZ/BPSK(非归零/二相相移键控)和SRRCQPSK(平方根升余弦-四相相移键控)的数据调制模式。Ka频段发射机采用KaSSPA(Ka频段固态功率放大器)实现了在31.84 GHz中心频率输出信号功率大于2.0 W,QPSK(四相相移键控)调制时支持最大码率2 Mbit/s。     

基于自然激励技术的颤振边界预测

为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6％,阻尼比识别误差小于30％,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性.     

深空干涉测量天线G/T值指标设计

G/T是天线的一项重要技术指标,在综合考虑测地VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)和航天器VLBI观测两者需求的基础上,提出了深空干涉测量天线的G/T指标设计方法.首先根据射电源的空间分布以及流量密度特性,确定了测地VLBI和航天器VLBI观测模式下射电源流量密度的要求.在此基础上建立了2种观测模式下时延误差与深空干涉测量天线G/T之间的关系模型.最后参考目前国际国内测地VLBI观测中的通用参数设置以及月球探测任务中航天器VLBI观测的参数设置,对不同观测任务、不同观测模式下的G/T要求进行仿真分析.综合测地VLBI和航天器VLBI观测仿真分析的结果,S频段G/T建议不小于32 dB/K,X频段G/T建议不小于43 dB/K.仿真分析结果可以作为后续深空干涉测量天线G/T设计的参考.     

深空X频段测速数据误差分析

X频段是深空测控的主用频段,其多普勒测速精度远高于S频段,这一结论在"嫦娥二号"任务X频段深空测控技术试验中得到了验证,测速精度约为1mm/s。针对X频段高精度测速,本文分析了目前采用的径向速度近似计算公式,理论分析其产生的误差在地月转移和环月轨道段可达1cm/s。通过"嫦娥二号"任务X频段测控技术试验,以事后精密轨道为基准进行残差分析,结果表明,相比精确公式,近似公式计算测速数据的残差会增加1mm/s,已与X频段测速精度本身相当,因此,多普勒测速近似计算在X频段测量中已不再适用,应使用本文中列出的精确计算公式。     

脉冲介质阻挡放电等离子体热效应实验

为了研究介质阻挡放电的热效应,将介质阻挡放电等离子体激励器(DBDPA)安装在一个小型量热风洞中,采用微秒级脉冲等离子体电源驱动DBDPA产生放电等离子体。分别应用Lissajous图形分析方法和量热学原理获得了DBDPA的放电功率特性和热功率特性。结果表明:①脉冲介质阻挡放等离子体的放电功率、热功率和热效率均随着激励电压峰-峰值和激励频率的升高而逐渐增大;②脉冲介质阻挡放电等离子体的放电功率和热功率与激励电压和激励频率之间均存在幂函数关系,即脉冲式介质阻挡放电等离子的放电功率正比于激励电压峰-峰值的1.75次方,正比于激励频率的1次方,其热功率正比于激励电压峰-峰值的5.0次方,正比于激励频率的1.5次方;③在激励电压和激励频率这两个参数中,优先选择提高激励电压峰-峰值更有利于提高热效率,也可更快地提升介质阻挡放电等离子热功率中气体加热功率的比例。      

脉冲放电等离子体控制火箭发动机高频燃烧不稳定性机理

为研究等离子体对火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响,提出了一种基于脉冲激励准直流放电等离子体的控制方案,采用数值仿真方法研究了脉冲放电等离子体对燃烧室流场平均参数及动态特征的影响规律。结果表明:脉冲激励下燃烧室平均温度和压力都较定常激励下有所降低,对整个燃烧室的影响可以忽略。与定常激励相似,等离子体可以在一段时间内抑制高频压力振荡,而且在特定控制参数下其对不稳定燃烧的抑制效果优于定常激励方式;从功率谱密度分析可知脉冲激励下燃烧室压力振荡特征频率由燃烧室固有声学频率和脉冲激励频率两者共同决定,提高激励频率则特征频率幅值有所降低。脉冲激励方式与定常激励一样不改变燃烧室压力-释热耦合特征,但是通过降低释热率能够改变压力振荡幅值,进而实现对高频不稳定燃烧的抑制。在所研究工况中,激励频率为50 kHz、占空比为20%的脉冲控制参数下等离子体的抑制效果最佳。      

USB测控通信载波功率的一种分配策略

针对USB(统一S频段)通信中副载波信号的功率分配问题,提出了一种载波功率分配策略,实现了副载波功率的最优分配,达到了提高功率效率的目的。结合某卫星副载波的特点,以应答机对副载波的检测门限为依据,对测控上行各副载波功率进行分配。计算结果表明,该载波功率分配策略在残留载波和遥控指令副载波的调制损耗上要优于传统常用调制度分配方法。该功率分配策略能够为卫星通信提供更佳的功率分配,使上行各种副载波信号能够达到卫星接收解调的最佳门限。     

深空测控通信载波信号二维FFT捕获技术

针对深空测控通信系统中,地面站接收信号的信噪比低、频率动态大,载波信号捕获难度较大的问题,提出一种基于频率和频率变化率进行二维FFT(快速傅里叶变换)搜索的深空载波信号捕获技术,同时结合工程应用提出一种基于时分复用结构的实现方法,并进行仿真。仿真结果表明,该捕获技术在低信噪比和高动态适应能力方面具有优异的性能,能够在载噪比为16dBHz时,完成对频率变化率为800Hz/s的信号快速捕获,其技术成果可应用于我国深空测控通信系统。     

深空网伪码测距技术研究

介绍了NASA深空网所采用的伪码测距的基本原理,讨论了深空航天器应答机相干转发或再生所采用伪码序列的两种形式,对再生测距系统中的具体序列产生和相关、以及用中国剩余定理解算距离的实现方法和技术途径进行了分析,并计算分析了测距精度、捕获时间等系统关键指标,以对我国深空网的建设提供技术理论参考.     

太阳信息辅助的脉冲相位估计方法及导航应用

X射线脉冲星导航是一种新兴的航天器自主导航方法，脉冲相位是其基本测量量。然而，现有的在轨航天器脉冲相位估计方法计算量大，阻碍了X射线脉冲星导航的工程应用。为了减少脉冲相位估计的计算量，提出了一种基于太阳信息辅助的深空探测器脉冲相位估计方法。通过太阳信息粗略地消除航天器轨道运动的影响，并推导了对应的脉冲星相位计算公式。在此基础上，提出了一种X射线脉冲星/太阳信息深组合导航方法，并通过仿真验证了太阳信息辅助脉冲相位估计方法和组合导航方法的性能。仿真结果表明，所提出的脉冲相位估计方法在保证精度的前提下具有更小的计算量。此外，对于深空探测器，所提出的组合导航方法的位置误差相比于仅使用太阳信息导航的方法降低了70.1%。     

频率源特性对CEI精度影响分析

频率源特性导致的误差是影响干涉测量精度的因素之一,基于频率源稳定性详细分析了频率基准对CEI （Connected-Element Interferometry,连线端站干涉测量）精度的影响机理,针对差分单向测距/双差分单向测距、本地相关/互相关等各种干涉测量模式,给出了频率源稳定性对测量精度影响的解析表达式,并基于典型条件量化了频率源不稳定带来的误差大小,给出了能够满足CEI的频率源稳定性指标的建议.分析计算结果表明：如果要解出载波相位延迟量,在其他误差因素不会导致相位模糊的情况下,针对X频段差分单向测距,频率源稳定性优于8.5×10^-12/s即可;针对双差分单向测距,对频率源稳定性的要求可进一步放宽.由此可以认为：在CEI模式下,较好的铷频标即可满足测量要求.     

中国深空网首次△DOR联合测轨试验分析

通过分析中国深空网首次△DOR（Delta Differential One way Ranging,双差分单向测距）联合测轨试验的干涉测量事后数据,重点从观测量随机精度、闭合时延等方面讨论了国内深空网与国内VLBI（Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量）观测网、国内深空网与国际深空网的联合干涉处理情况,并与ESOC（European Space Operation Center,欧洲空间操作中心）数据处理结果进行了比对.试验结果表明：我国深空网已具备独立或联合开展深空探测器导航测轨的系统支持能力;深空站系统具备高速率数据接收、采集、记录、传输能力,采集数据处理精度优于1 ns;深空网干涉测量信号处理中心具备多体制信号的干涉处理分析能力,其分析精度与ESOC处理精度差异在0.1 ns量级.     

深空导航无线电干涉测量技术的发展历程和展望

结合世界各航天大国和组织所开展的深空探测活动和深空测控系统建设中,对无线电干涉测量技术的开发、应用以及深空导航技术试验验证情况,系统地梳理和总结了深空导航无线电干涉测量技术的发展历程,并通过该技术未来在国际上几个主要深空探测任务中的应用规划,分析了无线电干涉测量领域未来的发展方向.该领域技术的最新发展对我国深空测控网无线电干涉测量系统的后续建设也具有重要的借鉴意义.     

基于高温瞬态热响应的石英窗口导热系数反演

提出一种利用高温加热下瞬态热响应信息来同时反演石英窗口在不同温度下导热系数的方法。结合实验测试过程,首先建立石英窗口-石墨板-石英窗口三明治结构高温非灰体辐射-导热耦合传热模型。再通过实际测试温度响应结果和材料光谱辐射特性参数,构建石英窗口导热系数的遗传算法反演辨识模型。采用1 100 K加热条件下实验数据,反演辨识获得了常温至1 100 K石英窗口导热系数介于1.35~2.58 $\mathrm{W}/(\mathrm{m}?\mathrm{K})$,并拟合出高温导热系数关联式。结果表明:该材料辐射对导热系数影响随温度升高而增大,在1 100 K下辐射影响占比16.12%。最终通过变工况的高温传热过程测试,验证了方法的可靠性及导热系数数据的准确性。      

深空测控网信息接口设计及嫦娥三号任务验证

为了对“嫦娥三号”任务以及后续月球与深空探测任务提供测控支持,我国在喀什和佳木斯分别新建了35m和66 m深空测控站,并组成了深空测控网.考虑到新建深空测控网既需要与我国现行航天测控网进行信息交互,又可以为国际上其他国家和组织的月球和深空探测器提供支持,在信息接口设计时充分参考了CCSDS（Consultative Committee for Space Data System,空间数据系统咨询委员会）、ECSS （European Cooperation for Space Standardization,欧洲空间标准化组织）等国际标准.重点介绍了中国深空测控网的信息接口设计,具体接口包括深空测控设备与深空任务中心间接口、深空运行管理中心相关接口以及干涉测量系统相关接口.该接口设计在“嫦娥三号”任务中得到了充分的验证,各类信息传输正确、及时、有效,为任务过程中的决策提供了支持.     

无人机高速DS/FH混合扩频通信系统关键模块设计

针对UAV(Unmanned Aerial Vehicle,无人机)测控链路高抗干扰需求,给出了实现跳频速率20 000次/s的扩跳混合无人机测控数据链系统实现方案.系统采用跳频频率并行捕获模式.跳频源设计采用直接频率合成、DDS(Direct Digital Synthesis,直接数字频率合成)和PLL (Phase-Locked Loop,锁相环)相结合的混合频率合成技术.利用相位响应滤波器,通过正交调制技术完成MSK(Minimum Shift Keying,最小频移键控)、GMSK (GaussianMinimum Shift Keying,高斯最小频移键控)调制.通过推导得出2 bit差分解调输出与载波频率选择有关,且为四分之数据率的整数倍关系.然后通过实例分析给出了跳频频率间隔选取方法,即跳频间隔应当将临近跳频的主瓣分开,同时跳频载波频率应当设在其他跳频频谱的零点处.最后总结了高速扩跳频系统参数设计一般步骤.     

加速度冲击对卫星接收机性能影响

基于加速度对晶体振荡器输出频率的影响,研究了加速度冲击对卫星接收机性能的影响。首先,利用ANSYS软件仿真分析了加速度冲击作用对石英晶体形变的影响过程,在此基础上建立加速度冲击环境下卫星接收机参考源晶振的频率偏差数学模型;接着,分析在加速度冲击下由参考晶振频率偏差对接收机射频前端输出中频信号的影响,并结合卫星接收机的工作原理阐述了加速度冲击对其跟踪性能的影响。仿真结果表明,加速度冲击会使接收机跟踪环路的性能恶化,时间较长会引起跟踪环路失锁。     

针对雷达LPI波形验证的目标RCS估算

根据某型雷达低截获概率波形设计的需要,分析了雷达探测目标的高频散射机理,并运用物理光学法、等效电磁流法计算了约定目标在不同姿态下和不同电磁波频率照射下的RCS值,从而为验证雷达波形在能探测到目标情况下的LPI性能提供了支撑。实验结果表明,基于电磁场理论的目标RCS估算方法是研究雷达LPI波形的一种有效工具,方法也适合于其他领域RCS估算的需要。     

我国深空探测地面站发射机的发展及展望

随着深空探测任务的发展,对地面站发射机输出功率有了越来越高的要求.在讨论了测控系统地面站发射机的国内外发展现状和应用趋势的基础上,重点分析了未来我国发射机的主要发展方向和趋势,并对其中的关键技术进行了详细描述;提出了我国未来发展深空探测地面站发射机应该开展关键技术、关键元器件或零部件的研究工作,以及一些技术发展方向性的理论研究的建议,为我国深空探测技术的发展提供了参考.     

石英晶体振荡器的仿真分析

通过对石英晶体谐振器等效电路的计算分析,引出石英晶体两个振荡频率,借助特性测试,加深对石英晶体电气特性的认识。以并联型石英晶体振荡器为例进行仿真分析,观察其起振波形和稳幅波形,测试其振荡频率。