星载有效载荷自主探测管理方案设计与实现

星载有效载荷在轨探测时需要在多种模式之间不断进行切换, 以便获得探测器 的最优工作状态. 每种模式切换时需要对有效载荷28个电子学前端电路、中子 采集与处理电路、触发单元电路、高压供电机箱及载荷数管进行多种工作状态 参数的配置. 为有效开展有效载荷探测工作, 提高有效载荷探测模式转换的灵 活性及降低模式切换时参数配置的复杂度, 对星载有效载荷在轨自主探测管理 技术进行研究, 并对探测器有效载荷的工作模式进行分析, 给出由地面规划 专家和星上自主探测执行机构相结合的基于事件驱动的有效载荷自主探测方案 设计和软件实现情况, 同时对自主探测中的可靠性措施进行了分析, 实现探测 器全天候、全时段、灵巧探测的功能, 并减少了对地面遥控注入的依赖.      

面向深空探测应用的集成一体化载荷数管技术

深空探测对探测器有效载荷电子学及数管的轻小型化和自主能力提出了更高要求.将各载荷电子学与传统的载荷数管集成一体化设计，构建新型高度集成的载荷数管体系结构，可以实现资源集约利用，提高信息融合能力，利于实施自主管理.本文介绍了嫦娥系列探测器载荷电子学及数管设计的现状；提出两种新型一体化载荷数管体系结构，其中第一种低成本集成化方案已应用在中国首次火星探测任务中；通过对未来深空探测载荷数管的技术需求进行分析，对载荷数管发展趋势进行了展望.      

中国首次火星探测工程有效载荷总体设计

简要介绍了中国首次火星探测工程的科学目标与有效载荷的配置,有效载荷分系统的总体技术方案,包括有效载荷供配电、遥测遥控、科学数据处理、在轨自主运控,以及有效载荷分系统在轨基本工作流程安排。针对火星环绕器有效载荷功能复杂、安装位置分散等特点,配置了独立的载荷控制器设备,通过总线网络将有效载荷分系统组成有机整体,实现与环绕器平台的统一电接口。针对火星车有效载荷在重量、体积、能源等方面的严格限制,通过最大限度地将各有效载荷主控电子学控制单元集成于一台载荷控制器设备中,实现了对有效载荷的集中控制和管理。     

祝融号火星车科学探测模式设计与验证

受通信能力低、能源不足等限制，祝融号火星车有效载荷科学探测需提高探测效率，以有限资源获取尽可能多的有效探测数据。祝融号火星车的巡视探测科学任务着眼于火星局部地区，包括火星车行驶时载荷探测和火星车停止时定点就位载荷探测两个主要工况。统筹考虑祝融号火星车移动能力、通信能力、能源能力、热控能力等约束，合理划分工程活动和科学探测活动可用的资源，协调使用火星车的桅杆和移动系统，优化组合各载荷工作模式，设计了高效载荷探测模式。该探测模式与基于工作模式表的自主探测控制方式相结合，解决了资源受限情况下的多载荷协同探测难题。祝融号火星车有效载荷系统圆满完成了预期探测任务，设计的科学探测模式全部得到在轨验证。结果表明这些模式设计合理有效，满足安全、自主、高效开展科学探测的需求。     

基于在轨组装维护的模块化深空探测器技术进展与应用研究

在轨组装与维护是航天器在轨服务技术的基本内容,而模块化设计则是实现航天器在轨组装与维护的一项主要支撑技术。调研总结了国外深空探测领域模块化航天器设计以及在轨组装与在轨维护实施的技术进展,主要包括模块化地外行星着陆探测器、大型在轨组装深空探测器、布置于SEL2(Sun-Earth Libration 2)等轨道的超大型在轨组装空间望远镜系统等,分析了深空探测器领域应用模块化设计实现在轨组装与维护的关键技术要素。针对深空探测航天器长寿命、高可靠、特殊推进系统及其设备配套等技术特点与需求,提出一种应用在轨组装与维护技术的火星多任务探测器系统设想,介绍了探测器系统的任务架构、基本组成、轨道策略等,为我国深空探测技术发展以及新型深空探测器研制提供参考。     

基于VA32TA5电荷测量系统的设计和实现

半导体探测器具有分辨率好、灵敏度高、线性范围宽等优点,是空间X/$\gamma$射线探测最常用的探测器.半导体探测系统对电子学系统的噪声水平和测量精度具有较严格的要求.针对半导体探测器对前端电子学的要求,构建了一个基于多通道电荷测量芯片VA32TA5的电荷测量系统,详细描述了该系统的设计原理和实现过程,并对其进行了初步测试.测试结果表明,该电荷测量系统具有噪声低和线性好的优点,适用于硅微条、碲锌镉等半导体探测器.      

中国首次火星探测任务有效载荷地面综合测试系统设计

介绍了中国首次火星探测任务有效载荷分系统的试验矩阵,以及地面综合测试系统的技术要求。面向2个探测器、5种场景的测试任务需求,设计由接口适配、业务处理、数据管理组成的3层统一架构,实现了不同场景下测试系统的功能和外部接口适配;根据星上科学数据处理与传输机制,设计地面科学数据处理流程,满足了13类载荷科学数据判读需求;针对单星1 900维工程遥测、400条数据注入指令的高维特性,设计基于规则的数据判读软件,实现了载荷遥测数据及数据注入指令的自动化判读。任务执行结果表明该系统满足不同试验模式下有效载荷测试任务的需求,有效保障了载荷测试任务的顺利实施。     

中性原子成像仪的定标测试

中性原子成像仪（NAIS-H）获取的高时空分辨率图像可为地球空间磁暴和亚暴过程的各类机制研究提供全景式的空间粒子分布数据,为磁层与电离层耦合、磁层能量耗散等MIT（磁层elax-elax电离层elax-elax热层耦合小卫星星座探测计划）科学研究任务提供重要的数据支撑.探测器的标定是研制过程的一个重要技术环节,是日后空间探测数据分析和反演基本依据.本文利用模拟信号源对中性原子成像仪原理样机的前端电子学系统进行了能谱定标,并利用电子加速器对标定的能谱进行了辐射测试验证.      

萤火一号探测器有效载荷数据管理器设计

针对萤火一号探测器各有效载荷的需求设计出安全、可靠的载荷数据管理器(PDHU), 实现对其 进行数据采集、处理、存储以及供配电等; PDHU提供操作系统, 便于应用软件的 开发; 针对火星探测的实际情况, 对地通信采用无交错的RS码加卷积码的级连编码方式进行信道编码.      

嫦娥二号再传佳音 成功从172万千米外深空传回科学探测数据

9月中旬,我国第二颗月球探测卫星嫦娥二号成功从172万千米外深空,传回第一批科学探测数据。这些数据是嫦娥二号从月球飞往日地拉格朗日L2点过程中,太阳风离子探测器、太阳高能粒子探测器、γ射线谱仪等三种有效载荷开机,所获取的空间环境探测数据。根据工程总体安排,将于近日择机再次开启     

小天体探测自主绕飞智能规划建模

针对小天体探测存在显著通讯延迟、任务执行效率低等问题,梳理了小天体探测智能规划需求,面向自主绕飞任务开展了智能规划研究。首先将该问题分解为平台任务智能规划和载荷任务智能规划两部分。针对平台任务智能规划问题,基于PDDL语言设计了探测器自主管理知识模型,提出了基于状态时间线扩展的求解算法;针对任务智能规划问题,建立了基于CSP问题的智能规划数学模型,提出了基于遗传策略的求解算法。最后开发了仿真系统进行算法验证。仿真结果表明:该方法可综合平台与载荷需求,在存储、能源、通信等多种约束条件下,对绕飞探测任务进行统一的任务规划,并得到指令序列和动作序列,能够提高任务管控的智能化程度,降低任务操作的复杂性。     

Japanese polar patrol balloon experiments from 2002 to 2004

Polar patrol balloon experiments were carried out at Syowa Station in Antarctica from 2002 to 2004. Two balloons were launched for the purpose of observing phenomena in the polar atmosphere and one was done for the observation of high energy cosmic electrons. We developed a new housekeeping system including communication device using the Iridium satellite network, an auto-level controller driven by a new program for keeping the flight altitude, and a power management system for solar cells combined with secondary batteries.Two balloons for studying phenomena in the Antarctic atmosphere launched on January 13, 2003 made flights for 18 days and 25 days, respectively. All the housekeeping system worked well during the flights as we expected. Based on these experiments, we adjusted parameters for the altitude control system and the power management system. We launched a balloon for the cosmic electron observation on January 4, 2004. It flew 13 days around the Antarctica with the perfect operation of the onboard housekeeping system. We hope that fruitful scientific results will be obtained from these long-duration flights.     

基于电子数据存储技术的微机化遥测处理系统

通过对某一高码速率光纤遥测系统中数据格式、码速率、数据容量、数据存储宽度、数据存储速率等特点的研究，提出了一种基于大容量电子数据存储器的微机化遥测处理系统，对存储的大容量数据阵列中的帧码识别、分路控制方法进行了讨论，并对受干扰数据处理时帧同步码检测的检测门限和同步对策参数进行了分析，最后给出了整个微机化的大容量遥测数据处理系统的软硬件设计方法，通过在６．５ＭｂｐｓＰＣＭ系统下的运行实验表明，整个方     

基于分段常值的全电推进GEO卫星制导策略

电推进技术因其比冲高的技术特点在GEO轨道转移中应用可大大减少燃料质量，提高有效载荷质量比，延长任务寿命等。针对全电推进GEO卫星入轨的轨迹优化和制导问题，首先利用间接法获得小推力燃料最优GEO轨道转移的数值解，提出一种多项式曲线拟合最优轨迹的方法，多项式曲线形式简单，可作为参考轨道在星上存储和使用。在多项式参考轨道的基础上，建立了一种分段常值推力跟踪参考轨道的闭环制导策略，在常值推力条件下，轨道要素控制量与控制力有解析关系，简化了制导律设计；将多圈轨道转移问题分解为多个单圈轨道优化问题。结果显示，本文提出的分段常值跟踪制导策略跟踪精度高，和最优轨道相比多消耗7%的燃料。本制导策略控制结构简单，易于工程实施。     

空间核电推进系统比质量优化建模及其木星探测应用分析

空间核电推进(Nuclear Electric Propulsion,NEP)系统是一种将核热能转换成电能,并驱动大功率电推力器而产生推力的革命性空间推进技术。和传统推进技术相比,NEP具有高比冲、大功率、长寿命等技术优势,非常适合未来大规模深空探测任务。基于NEP系统组成和小推力轨道理论,建立了以有效载荷为目标的NEP系统比质量优化模型。该模型能够解析NEP航天器的轨道运行时间、比质量、功率与有效载荷比的复杂耦合关系,为任务优化提供了计算依据。最后,利用该模型对NEP系统完成NASA "Juno号"航天任务进行了技术指标评估分析。计算表明,当NEP系统比质量达到4.8 kg/kWe时,其能将"Juno号"航天任务的地木转移时间由2 266 d缩短至665 d,有效载荷由160 kg提高到1 179 kg,极大地提高了航天器的探测能力,为任务方案的可行性论证和后续设计提供参考。     

通信卫星技术综述

本文对通信卫星技术进行综述,叙述通信卫星设计过程中的限制条件;描述有效载荷、姿态和轨道控制、电源、测控、结构及热控等星上分系统的主要设计技术特征。     

Design and experiment of onboard laser time transfer in Chinese Beidou navigation satellites

High-precision time synchronization between satellites and ground stations plays the vital role in satellite navigation system. Laser time transfer (LTT) technology is widely recognized as the highest accuracy way to achieve time synchronization derived from satellite laser ranging (SLR) technology. Onboard LTT payload has been designed and developed by Shanghai Astronomical Observatory, and successfully applied to Chinese Beidou navigation satellites. By using the SLR system, with strictly controlling laser firing time and developing LTT data processing system on ground, the high precise onboard laser time transfer experiment has been first performed for satellite navigation system in the world. The clock difference and relative frequency difference between the ground hydrogen maser and space rubidium clocks have been obtained, with the precision of approximately 300 ps and relative frequency stability of 10E−14. This article describes the development of onboard LTT payload, introduces the principle, system composition, applications and LTT measuring results for Chinese satellite navigation system.