星载机械可动天线地面零重力卸载概述

在星载机械可动天线地面测试试验中，重力会对其工作性能产生不利影响。重力卸载作为减弱重力影响的重要措施，在地面试验中被广泛应用。然而，由于天线结构形式、驱动能力及试验状态的不同和天线卸载状态的差异，均会影响到试验数据的准确性。为了能够更好地选择合理的卸载方式，分析了影响机械可动天线卸载的关键因素，对比了不同卸载方式的差异，阐述了天线卸载的设计要点。通过对天线卸载设计过程的详细描述和要点分析，为天线地面试验零重力卸载提供了技术参考和依据。     

基于熵权的模糊AHP法在星载天线指向机构驱动组件选型中的应用

针对星载天线指向机构驱动组件方案的选择涉及因素较多且各因素具有不同程度的模糊性的特点,分析并建立了方案评价指标体系,并运用基于熵权的模糊层次分析法（AHP）构建了方案评价模型。以某卫星星载天线驱动组件方案为例,依照该方法进行评价并选出了适合该型号的最佳方案,验证了方法的有效性。     

基于频域DPCA的星载SAR动目标检测、测速与定位

给出基于频域DPCA的星载合成孔径雷达 (SAR)动目标检测、测速及定位的实现方法。首先建立星载SAR沿航迹向三孔径天线空间几何模型 ,并详细分析星载SAR三孔径天线机理及信号特性 ,然后分析并推导基于频域DPCA实现对地面背景杂波淹没的运动目标检测、径向速度分量估计以及目标定位的方法。最后 ,计算机仿真结果验证其有效性     

星载合成孔径雷达电子战数学仿真研究

研究并建立了精确描述星载SAR平台、目标、干扰平台之间的空间几何关系模型,建立了星载SAR电子战数学仿真模型,详细介绍了仿真系统中的关键数学模型。开发了星载SAR电子战仿真系统,该系统能够仿真SAR各种工作模式、各种对抗方式和各种干扰样式。     

星载SAR海洋特征检测技术初步研究

以舰船尾迹检测为例,分析了星载SAR对海洋特征成像的机理,从理论上阐述了星载SAR在舰船尾迹检测中具有的独特优势。在此基础上建立了星载SAR对海洋特征成像的仿真模型,并给出了仿真得到的舰船尾迹SAR图像。     

基于ATI技术和象素匹配的星载SAR/GMTI实现方法

与机载合成孔径雷达相比,星载合成孔径雷达由于其复杂的空间几何关系、地球自转及地球曲率等因素的影响,使得星载SAR／GMTI的实现更为复杂。提出了当不满足相位偏置中心天线(DPCA)中脉冲重复频率和天线水平基线间的严格约束条件时,通过象素匹配法和星载SAR沿航迹向干涉(ATI)技术实现星载合成孔径雷达(SAR)动目标检测、测速及定位的一种方法。该方法采用沿航迹向线性排列的双孔径天线星载SAR结构,首先建立了星载SAR双孔径天线空间几何模型并详细分析了星载SAR双孔径天线机理及信号特性,然后利用常规方法成像的双天线SAR图像,分析并推导了基于ATI技术和象素匹配实现对地面背景杂波淹没的运动目标检测、径向速度分量估计以及目标定位的方法。最后,通过计算机仿真验证了其有效性。     

星载降水测量雷达参数对反演结果的影响

星载降水测量雷达属于主动式遥感仪器,具有较高的径向分辨率,可以获得降水云内部的三维信息。文中研究星载降水测量雷达地面反演中常用的衰减订正算法——KZS算法,对该算法进行仿真分析,并在此基础上进一步仿真分析雷达参数对反演结果的影响。仿真结果表明,该算法具有较高的工程应用价值。     

星载激光高度计几何定位误差传播分析

星载激光高度计能够获取高精度的地面高程信息,可作为卫星光学遥感影像三维测图的补充。星载激光高度计的高程测量精度很高,但是平面精度较低。为了能够更有效的利用星载激光测高数据,需要研究星载激光高度计几何定位的误差源及其对定位精度的影响。文章从星载激光高度计几何定位模型出发,推导了星载激光高度计定位误差传播模型,得到影响星载激光高度计测高数据定位精度的主要误差源,并分析了各误差源对定位精度的影响,可以为星载激光高度计的设计和应用提供一定参考。     

一种载人航天器气压控制系统仿真模型

为支持航天员在轨驻留,载人航天器须利用气压控制系统将密封舱内的氧分压和总压控制在指标范围内。为分析气压控制系统的工作性能,文章提出了一种气压控制系统仿真模型,利用关键参数和主要特性描述公式对气压控制系统的主要要素进行定义,形成了密封舱、航天员、供氧组件、供氮组件、舱体漏孔等的数学模型,并定义了要素之间的接口关系。将正常模式和舱体泄漏模式下的仿真模型计算结果与载人航天器相关地面试验数据进行对比,证明了仿真模型的正确性。最后,利用仿真模型分析了舱体容积和漏孔通径大小对密封舱氧分压和总压变化趋势的影响。     

星载测向定位系统误差的自校正方法研究

在分析星载无源测向系统对地面辐射源定位系统误差的基础上,提出一种通过连续多次定位来校正测向系统误差的方法。仿真表明,利用该方法的定位精度得到明显提高。     

基于星上动态指令调度的卫星使用效能提升技术

针对传统任务管理模式采用静态约束指令序列导致卫星使用效能的不足,提出一种基于有向图模型的动态约束自适应任务管理方案。采用面向用户的星地任务控制接口,利用地面仿真和星上实时遥测获取任务运行过程的动态约束参数,星载计算机据此动态生成任务指令序列。针对某高性能光学卫星的仿真试验表明,与传统任务管理模式相比,卫星操作接口复杂度减少88.5%,任务注入效率提升699%,有效载荷数据传输效率提升10%,全球数据获取能力提升11%,对我国区域的实时数据获取能力提升100%。方案对遥感卫星在轨运行管理具有借鉴意义。     

亚轨道飞行器能量管理段在线轨迹设计及仿真

对亚轨道飞行器能量管理段在线轨迹生成方案进行了研究。该方案将地面投影几何轨迹参数化,通过迭代计算参数生成标准轨迹,验证轨迹可行性并选择最优轨迹。经仿真验证,该方案能够在较短时间内完成轨迹的在线生成,结果满足进场着陆要求。     

基于TSV的星载微系统设计与可靠性实现

基于硅通孔TSV（Through Silicon Vias）的星载微系统，通过硬件框架设计、TSV关键工艺设计、CPS仿真设计、全流程测试及可靠性研究，最终在全国产化高温共烧陶瓷HTCC（High-Temperature Co-fired Ceramics）管壳内集成了抗辐照海量信息处理器、抗辐照大容量存储器、抗辐照微控制器、抗辐照38译码器等器件，形成43 mm×43 mm×5.65 mm的气密性封装星载微系统，具备高可靠、高性能的处理能力以及星上常用的控制和通讯接口，可用于星上载荷信息实时处理及星务平台控制管理，可以有效替代现有的板级产品，实现星载电子系统的小型化、集成化。     

SpaceWire星载网络通信协议设计

SpaceWire是ESA和NASA推荐的新一代星载数据总线标准,其应用方向之一是构建统一总线星载网络。星载网络是典型的实时系统,它对网络信息的传输时延具有严格要求。然而,传统SpaceWire网络多源、异步、事件触发的特性使它难以提供确定的信息传输时延,这制约了它在统一总线星载网络中的应用。本文为克服SpaceWire的上述应用瓶颈,提出一种基于时间触发的SpaceWire星载网络通信协议,并提出相应的节点通信调度算法,通过合理的规划使节点在确定的时间窗口发送通信数据,从而避免了网络资源冲突,使信息传输时延的确定性得到保证。     

基于OFDM星载交换的星地下行链路子载波分配与峰均比抑制联合优化方法

提出了一种基于OFDM的全新星载交换方案,此星载交换方案可通过星上子载波交 换实现业务交换。以点波束星地下行链路为研究对象,结合跨层设计思想,提出了一种 适用于点波束星地下行链路的子载波分配和峰均比抑制方法。此方法可根据点波束星地下行 链路信号发射功率上限、当前点波束星地下行链路信道状态、每个星地下行链路传输业务目 的地和QoS要求,并结合抑制点波束星地下行链路OFDM信号的峰均比,实现在属于不同地面 设备的各个星地下行链路传输业务之间自适应分配子载波,实现充分利用点波束星地下行链 路资源、满足传输业务的QoS要求,同时抑制星地下行链路OFDM信号的峰均比,而且不会因 抑制星地下行链路OFDM信号的峰均比而增加额外的边带信息和传输功率。
     

Analysis of predictive entry guidance for a Mars lander under high model uncertainties

The problem of precision landing on Mars is now considered to be an essential challenge in the planned Mars missions. The paper focused on the guided atmospheric entry as a predominant phase in achieving a desired target state, as compared with the following parachute and powered descent. The predictive algorithms for the longitudinal guidance of a low-lift entry vehicle are treated. The purpose is to investigate applicability of the predictive strategy under possible high discrepancies between the on-board dynamic model and real environment while in entry trajectory. The comparative performance analysis based on computer simulation has been made between the standard one-parametric “shooting” predictive algorithm and a more complex two-parametric algorithm providing lower final velocity and, thus, expanding the interval of admissible downrange. However, both algorithms display considerable degradation of downrange accuracy in the cases when the actual drag force is larger than the modelled one. An acceptable solution has been found by including to both predictive guidance schemes an identification algorithm that repeatedly adapts the on-board model to varied environment in real time scale.     

飞航导弹分层变结构控制

飞航导弹模型可以处理成一种四层非线性、时变块对角结构，但其中一、二层模型不是仿射型模型，这在控制理论的应用上受到限制。本文应用优化线性理论，对这两层模型进行了仿射型处理，这样就得到了飞航导弹的四层非线性信射型模型。接着，本文提出了玫类非线性系统的变结构控制方法，从而对导弹进行了分层变结构控制器设计。仿真结果表明，所设计的系统具有很强的鲁棒性。     

星载控制软件在轨动态重构技术研究

为使星载控制软件可在轨动态重构，提出一种基于量子编程框架、无须操作系统支持、可实现多版本切换的星载控制软件在轨动态重构方法。在分析影响在轨动态重构关键技术基础上，从量子框架的面向对象运行机制出发来寻求软件框架对动态重构的支持；通过划分函数边界，将函数归类为内部函数和公共函数，避免了模块间的循环依赖；给出了函数向量表维护策略，并以版本号为导向实现了向量表切换。该方法在BM3803星载处理器平台进行了充分测试，结果表明：所提出的在轨重构方法系统无须停机、版本可回退且更新过程可靠。本方法占用内存小、平台依赖性弱、代码可复用性强，可推广应用至硬件资源有限的星载控制器终端。     

诊断键合图在液体火箭发动机故障诊断中的应用

研究了通过诊断键合图模型建立液体火箭发动机解析冗余关系的故障诊断方法。通过在液体火箭发动机键合图模型中加入观测信号和虚拟传感器的方法，建立其诊断键合图模型，并利用此模型构建了系统的解析冗余关系。提出了根据诊断键合图因果路径并利用解析冗余关系残差趋势分析建立具有残差变化方向故障特征矩阵的方法，使故障特征值能更好地反映故障特征。最后利用仿真数据对诊断结果进行验证和分析，表明该方法建模简单、诊断速度快、准确性高。     

一种推进剂剩余量在轨测量方法研究

对我国某卫星平台气体注入压力激励推进剂剩余量测量方法进行了研究,建立了剩余量计算模型,开发了计算软件,开展了地面试验,结果表明,测量误差在-0.68%~0.66%范围内,达到了较高的测量精度。