欧洲ERS系列遥感卫星发展简况

目前世界上海洋动力环境卫星只有"欧洲遥感卫星"(ERS)系列,第1颗ERS-1卫星于1991年7月发射并运行到2000年8月(后3年为断续运行),第2颗ERS-2于1995年4月发射,到2002年3月失效,后继     

我国应用ERS卫星数据的社会经济效益评估

欧空局发射的欧洲遥感卫星(ERS-1)具有为海洋科研和海洋经济服务的双重目的。这颗卫星在海洋渔业、海上油气业、海洋灾害预报、海洋环境监测等海洋经济部门的应用前景良好,经济效益比较明显。我国在发射自己的海洋卫星之前,先行接收和应用ERS-1卫星数据是发展我国海洋遥感事业的重大战略部署。本文拟对ERS-1卫星产生的社会效益、科学效益和经济效益作一初步评估。     

ERS—1入轨初期工作良好

第一颗欧洲遥感卫星(ERS-1)于1991年7月17日在法属圭亚那库鲁发射场发射升空。在各地面站的测控监视下,用了18天的时间,成功地完成了ERS-1入轨初期各部件和有效载荷的启动和测试工作,于8月3日进入试用阶段。 一、试用阶段主要任务 ERS-1试用阶段的主要任务是: ——对星上实验仪器及用户数据产品进行校正/验证,支持有关的实验活动; ——逐步启用准实时工作的地面设备; ——支持本阶段进行的科学项目。     

欧洲两颗遥感卫星协同使用

1995年4月20日欧空局第二颗遥感卫星,ERS-2,发射升空,进入780km高的极轨道。ERS-2将同以前发射的ERS-1协同工作。ERS-1是1991年7月16日发射入轨的。两颗星协同工作,将使得该卫星的雷达高度计的测量点的数量增加一倍,从而使科学家能以极高的精度绘制地图。 协同工作还可以发挥合成孔径雷达(SAR)干涉测量的潜力。当连续通过同一轨道时可获得两个或更多个SAR图像。根据这些图像提供的相位差,可以得到地球表面地形的精确信息。     

日本大型地球观察卫星

地球环境问题,例如在同温层中臭氧层的消退,二氧化碳引起的温室效应,植被变化,不正常气候的发生,目前正受到国际社会的关注。利用卫星进行观测是了解这些问题的有效方法。日本宇宙开发事业团(NASDA)已经研制了海事观测卫星-l(MOS-1、MOS-1b)和地球资源卫星-1(ERS-1),现在正在研制大型地球观测卫星(ADEOS)。该文叙述ADEOS计划概要,目前卫星设计状况以及卫星地球观测系统的今后发展方向。     

双波段扇形波束圆锥扫描星载微波散射计系统设计

星载微波散射计是目前唯一能够同时全天候、全天时、高精度、高分辨率和短周期测量海洋表面风场矢量的有源微波遥感器,这一能力已在美国Seasat-1[1]、欧空局ERS-1/2[1]、日本ADEOS-1/2[1]、中国HY-2等卫星装载的微波散射计上得到了充分的证明。双波段、扇形波束圆锥扫描星载微波散射计是一种具有国际先进水平的星载微波散射计,具有测风范围大、测量精度高的优点。文章简要分析了该微波散射计的工作原理、总体方案设计、关键技术、及初步性能评估等。     

欧洲广泛利用ERS—1地球资源卫星

据报道,欧洲最先进的地球观测卫星,即欧空局(ESA)的地球资源卫星-1(ERS-1)可以从大约780公里的高空探测到地面上的物体精确到1厘米的移动情况。这对地球板块构造的研究和地震预报工作将产生重大的推进作用。 这项价值8.6亿美元的ERS计划是欧洲的一项大型多国航天计划。重2.5吨的ERS-1卫星是由以德国宇航公司为首的一个财团制造的,许多重要的设备由英国、法国、意大利和西班牙提供。     

欧洲空间局的第一颗遥感卫星——ERS-1

1981年10月28日,欧洲空间局成员国(挪威和加拿大参加)决定开始研制欧洲空间局的第一颗遥感卫星(地球资源卫星-1,简称 ERS-1)。这颗遥感卫星的主要任务是监视那些具有科学研究价值和经济意义的冰川和海洋,其目标是:(1)科学地认识沿海区域和全球海洋的演变过程,配合对两极地区的监测,以使海洋学、冰川学和气象学的研究能取得重大进展;(2)更详尽地了解海洋参数和海情,以促进海洋的经济利用和商     

阿里安火箭已重新运营

据《国际飞行》1991年7月24～30日报道;为了改进阿里安火箭第3级HM7B低温发动机,已停止发射75天的阿里安火箭在7月17日成功地把第一颗欧洲遥感卫星ERS-1送入极地轨道。 这是迄今为止已发射的最大、最重和最复杂的一颗欧洲卫星。ERS-1在2～3年的飞行中将对环境进行重要的研究,其主要任务是遥感和环境监视。     

日本地球观察卫星的现状与未来

日本现正有三颗对地观察卫星在工作,即静止气象卫星（GMS）、试验测地卫星（EGS）及海洋观察卫星（MOS-1）。将来计划的地球资源卫星-1（ERS-1）、海洋观察卫星-1b（MOS-1b）及高级地球观察卫星（ADEOS）正在研制。这里介绍这几项卫星计划的具体内容。     

Design feasibility via ascent optimality for next-generation spacecraft

This paper deals with the optimization of the ascent trajectories for single-stage-sub-orbit (SSSO), single-stage-to-orbit (SSTO), and two-stage-to-orbit (TSTO) rocket-powered spacecraft. The maximum payload weight problem is studied for different values of the engine specific impulse and spacecraft structural factor.The main conclusions are that: feasibility of SSSO spacecraft is guaranteed for all the parameter combinations considered; feasibility of SSTO spacecraft depends strongly on the parameter combination chosen; not only feasibility of TSTO spacecraft is guaranteed for all the parameter combinations considered, but the TSTO payload is several times the SSTO payload.Improvements in engine specific impulse and spacecraft structural factor are desirable and crucial for SSTO feasibility; indeed, aerodynamic improvements do not yield significant improvements in payload.For SSSO, SSTO, and TSTO spacecraft, simple engineering approximations are developed connecting the maximum payload weight to the engine specific impulse and spacecraft structural factor. With reference to the specific impulse/structural factor domain, these engineering approximations lead to the construction of zero-payload lines separating the feasibility region (positive payload) from the unfeasibility region (negative payload).     

Trajectories for missions of low-thrust spacecraft aimed at delivery of soil samples from main belt asteroids and Phobos

Trajectories of spacecraft with electro-jet low-thrust engines are studied for missions planning to deliver samples of matter from small bodies of the Solar System: asteroids Vesta and Fortuna, and Martian moon Phobos. Flight trajectories are analyzed for the mission to Phobos, the limits of optimization of payload spacecraft mass delivered to it are determined, and an estimate is given to losses in the payload mass when a low-thrust engine with constant outflow velocity is used. The model of an engine with ideally regulated low thrust is demonstrated to be convenient for calculations and analysis of flight trajectories of a low-thrust spacecraft.     

在轨释放、分离载荷动力学仿真研究

某些航天器需要在飞行过程中释放、分离载荷,由此涉及的动力学问题,关系到航天器平台与载荷的控制。文章主要对此类航天器的多体动力学问题进行研究,基于机械系统动力学仿真分析（ADAMS）软件平台建立了包括航天器平台、载荷和两类分离机构等在内的仿真模型,通过对三种在轨释放、分离载荷方案的分离过程动力学仿真结果对比分析以及参数化仿真分析,为载荷释放、分离方案设计提供参考。     

Using the PROGRESS transport spacecraft in structure of the International Space Station for realization of scientific experiments under microgravity conditions

The problem is considered of using the PROGRESS transport spacecraft, which will deliver the payload on the ISS, as a free flying platform for realization of space experiments. For maintenance of the ISS 5-6 PROGRESS flights per year are planned. Usually after delivery of the payload the PROGRESS undocks from the ISS and burns down in the Earth atmosphere. However, the operating conditions of its onboard systems allow to prolong operation and to make free flight near to the station and repeatedly to be docked to it. It is offered to use this possibility for performing experiments on Material Science.     

载人飞船有效载荷搭载技术及试验验证

载人飞船飞行任务中搭载的有效载荷设备质量、体积大并且安装要求苛刻,而返回舱内空间狭小且舱内环境复杂。针对这个问题,文章提出了通过改装返回舱座椅作为有效载荷搭载安放的方案。经过试验验证表明,该方案对飞船的影响很小,并且满足有效载荷设备搭载要求。     

近地轨道大型航天器的环境充电

许多空间实验和电子计算机预测已经揭示，在极光电子环境中大型航天器的充电电位会高达６０００－－７０００Ｖ。对采用大功率太阳阵的航天器而言，其相对于空间等离子体的悬浮电位将因太阳阵工作电压的提高而增加。例如表面材料因遭受离子轰击和电弧放电而老化、剥蚀、由于材料再沉积而使表面污染增加以及航天器电子系统因静电放电而受到严重的干扰和破坏等。因而对载人航天和长寿命空间站而言，解决航天器带电问题不可等闲视之。对     

航天器力学环境分析与条件设计研究进展

航天器力学环境条件是航天器及其部组件设计和地面试验验证的主要依据,直接影响着航天器的总体设计水平。随着我国航天事业的飞速发展,对航天器及其有效载荷的设计提出了越来越高的要求,而力学环境分析与条件设计技术已经成为制约我国航天器荷载比提高的瓶颈技术。本文重点针对航天器力学环境分析与条件设计技术所涉及的航天器力学环境预示理论方法,高精度有限元建模与模型修正技术以及航天器力学环境条件设计技术三个方面国内外研究进展进行了回顾,特别是对近五年来我国航天工业部门在航天器力学环境分析与条件设计领域取得的成就进行了综合评述。在此基础上,结合我国航天工程的实际需求,分析指出了今后在航天器力学环境分析与条件设计领域的主要研究方向。     

印度第二代遥感卫星

IRS-1C/1D是印度空间研究组织研制的印度第二代遥感卫星,与第一代遥感卫星比较,不仅分辨率有所提高,而且还增加了遥感成像仪种类和扩大了光谱段。IRS-1C/1D卫星质量约为1250kg,它们携带的全色成像仪、多光谱成像仪和宽视场成像仪的分辨率分别可达到6m、23.6m和188m。文中对这种卫星的平台和有效载荷结构作了简要介绍。     

多格式载荷数据处理与管理平台的设计和实现

为了解决现有航天器载荷数据处理软件灵活度差、处理效率低的问题,设计了一种基于多级解包预处理策略以及并行处理调度算法的多格式载荷数据处理与管理平台。通过在某卫星的载荷试验数据处理与存储管理任务中的应用,验证了该平台设计的可行性和有效性。研究结果可为航天器多种格式的载荷数据并行处理与统一管理提供参考。     

Efficient payload processing: the opposite side of frequent space shuttle launches

The planned rate of up to 40 Space Shuttle missions per year from the Kennedy Space Center requires a matching payload processing capability that must be efficient and economical. Five facilities are being converted to handle spacecraft assembly and checkout, two to handle explosives and other dangerous spacecraft components, and one for total payload integration. New handling and transporting equipment is being built, and new procedures established. This paper presents an overview of the processing cycles of the two presently known types of payloads, their integration into Shuttle-ready cargos, and the installation of the cargo into the Space Shuttle Orbiter.