抗辐照通用扩展SiP芯片设计

研究微小卫星综合电子系统的SiP技术实现方法。首先介绍微小卫星综合电子系统结构的组成和采用SiP技术的必要性，然后对综合电子系统进行功能模块划分，并对其通用扩展模块进行详细的SiP设计，包括抗辐照器件选型、原型验证、SiP原理图、基板管壳一体化设计、建模仿真、制造加工、实装测试验证等，通过SiP技术实现了一种星载综合电子系统中通用扩展SiP芯片产品，经过实际验证测试，在保证模块功能和性能的前提下，整体模块重量从230 g减轻到48 g，体积由180 mm?130 mm?17 mm减小到46 mm?46 mm?8 mm，很好地满足了星载功能模块小型化、轻量化设计需求。     

轮控小卫星姿态大角度机动递阶饱和控制器设计

针对采用反作用飞轮的小卫星姿态大角度机动控制，在反作用轮输出力矩受限、速率饱和的约束条件下，采用递阶饱和方法，即限制卫星每次姿态机动的最大偏差，对姿态偏差进行逐次消除。在毋需获知最优机动轨迹规划的情况下，可用于卫星任意时刻的姿态捕获和机动控制。数学仿真结果表明，本文设计的控制算．去能够实现快速姿态机动任务，具有良好的鲁棒性。     

创新一号微小卫星电源分系统

介绍了我国第一颗微小卫星创新一号(CX-1)电源分系统的性能、组成、工作原理,以及太阳电池阵、镉镍电池组和电源控制器等的设计和相应参数。分析了设计中采用的三域控制统一母线调节、高效三结砷化镓太阳电池发电和充电V-T曲线智能化控制管理等关键技术。飞行试验结果表明,CX-1卫星电源分系统的性能优良、工作可靠,达到了设计要求。     

基于GPS载波相位的微卫星姿态算法研究

GPS姿态系统是利用GPS载波相位测量来确定载体的航向和姿态角。本文对微卫星的GPS姿态系统进行了研究。重点解决短基线的GPS状态算法，讨论了姿态价格函数的了小化方法。测试结果表明，所提的算法对小于1m的基线是有效的。     

“天巡一号”微小卫星星务故障管理设计

对“天巡一号”微小卫星的总体情况进行了简单介绍,并针对星务管理系统的功能给出了设计方案.从硬件和软件上提出了基于局部冷冗余备份的多项故障预防及故障处理设计,并设计了电源安全管理及软件容错等多项可靠性措施,提高了星务管理系统的可靠性及安全性,符合“天巡一号”微小卫星星务系统采用单一中央数据处理系统,集成星务管理及姿态控制能力的设计方案.     

绳系微小卫星的旋转编队飞行

针对三星编队飞行问题,提出一种绳系控制方法,在自旋刚体卫星的平衡分析的基础上,建立了Thomson和Likins Pringle平衡构形的绳系三星编队模型,通过对编队系统的稳定性分析得到了两种构形下的稳定条件,并给出了三种控制策略用以解决Likins-Pringle构形不能满足平衡条件的问题。最后经过仿真验证了理论分析的正确性,并对三种控制策略进行了检验,结果表明Thomson构形无须辅助手段,在满足特定条件下可以稳定运行,Likins-Pringle构形采用弹簧系统和喷气辅助绳系控制时满足特定条件也可以稳定运行。     

微推力与冲击力关系的实验研究

微型推进器固定在测试台架上进行微推力的直接测量,常会受到推进器工质导管等引线的干扰而造成较大的测量误差,甚至无法测量。为此提出用推进器喷嘴对准测力探头喷射,通过测量冲击力来间接获得微推力的思路,研究了微型冷气推进器产生的冲击力与微推力之间的关系。发现采用冲击力测量时,只要测力探头面积足够大,冲击力随着喷嘴与测力探头之间距离变化的曲线会出现一个高平台区,在此区域内所测得的冲击力大小变化不大,而且与真正微推力的大小几乎相等。     

基于修正罗德里格参数的小卫星SSUKF姿态确定

用无陀螺的三轴稳定偏置动量小卫星三轴磁强计和太阳敏感器获得观测矢量,提出了一种基于超球面分布采样Unscented变换滤波(SSUKF)和修正罗德里格参数(MRPs)的姿态估计方法,给出了算法模型.SSUKF在保证滤波性能的基础上减少了采样点个数,减轻了星载计算机的负载;用MRPs描述小卫星姿态大幅减少了计算量.某小卫星的仿真结果表明:算法兼顾了精度、收敛速度和鲁棒性,且提高了计算效率,适于小卫星.     

微小卫星反作用飞轮控制方法研究

将反作用飞轮作为执行机构,用于微小卫星的高精度三轴稳定。根据卫星姿态运动学和动力学模型,提出采用反作用飞轮的控制算法,并证明了该控制算法的稳定性。最后对该控制算法进行了计算机仿真。结果表明,采用该控制方式的卫星能迅速实现姿态捕获,卫星稳态姿控精度非常高(圆轨道卫星的姿态稳定精度可达0.004°)。