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在简要综述星载微波辐射计(SMR)定标技术基础上,详细介绍了星载微波辐射计定标的基本原理及其地面试验系统,进行了星载微波辐射计星上定标误差分析并提出需要解决的问题。 相似文献
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星载综合孔径微波辐射计系统为了实现更好的辐射测量性能,在地面对通道间剩余相位通过相位定标实验进行测量,其结果用于亮温重构时对通道间剩余相位进行补偿。冗余空间定标方法基于自身阵列冗余基线信息,该方法无需额外资源支持即可对星载综合孔径微波辐射计系统定标,可作为一种在轨的验证方案对系统综合孔径微波辐射计系统通道间剩余相位进行评估。系统性的介绍了基于星载综合孔径微波辐射计系统观测到的场景,冗余空间定标方法以及对平坦场景提出利用模拟的平坦目标响应相位修正的方法,可在点源场景、平坦场景下利用冗余空间定标方法求解通道间剩余相位,并结合仿真验证该方法的可行性。 相似文献
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FY-2C星辐射定标及其结果分析 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了风云二号(FY-2)C星发射前后红外与水汽波段的地面真空辐射定标、星上黑体定标和地面辐射校正场定标,以及可见光波段的地面太阳定标、积分球定标、地面辐射校正场定标和太阳像的原理与方法.给出了C星不同波段不同定标法的结果.分析表明,C星采用的定标方法均有效,并互为补充和验证.为进一步提高定标精度,还可对环境温度模拟、二次曲线拟合、减小积分球定标误差和光谱响应等作相应的改进. 相似文献
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马文坡 《运载火箭与返回技术》1998,19(1):25-28
文中介绍一种对地观测旋转扫描辐射计量上定标系统的设计。该星上定标系统由漫射板,定标灯,黑体,定标均衡装置,漫射板稳定性监测器和太阳入射角监测器等几部分组成。文中描述了该定标系统各部分的作用和功能,并针对提高星上定标精度提了几点建议。 相似文献
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海洋二号微波散射计是一种用于测量海洋表面风场的仪器,为了提高测量的精度,需要进行精确定标。文章基于VC设计了微波散射计有源定标试验自动控制系统;依据卫星轨道预测,精确计算并自动控制有源定标器的天线指向,自动采集和存储定标信号,实现外场定标试验的自动控制。多次外场定标试验表明:该系统可以实现外场定标试验的自动控制和天线指向的准确计算,根据试验数据拟合得到的天线方向图与实测天线方向图基本吻合,3dB波束宽度内角度测量误差优于0.1°。试验结果表明,通过卫星 地心连线和卫星 有源定标器连线的夹角逼近卫星视角,能够精确计算有源定标器的天线指向。该技术显著提高了试验的效率和有效性,已成功应用于风云三号和演示验证双星有源定标器的设计中。 相似文献
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介绍了一种利用计算机来构成周期定标全功率微波辐射计的新系统,给出了这种系统的接口电路硬件结构及相应的软件框图,并使用该系统进行了辐射计灵敏度的实验,其结果表明:该系统可以大大提高全功率微波辐射计的灵敏度,而且直接输出被测目标的天线温度值。 相似文献
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对地观测旋转扫描辐射计星上定标系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
文中介绍了一种对地观测旋转扫描辐射计星上定标系统的设计。该星上定标系统由漫射板、定标灯、黑体、定标均衡装置、漫射板稳定性监测器和太阳入射角监测器等几部分组成。文中描述了该定标系统各部分的作用和功能,并针对提高星上定标精度提了几点建议。 相似文献
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在简要介绍星载微波辐射计周期定标技术基础上,着重分析了外部周期定标技术,采用天线方向图校正技术进行了误差分析,对“冷”、“热”定标源进行了计算,提出了提高星载微波辐计定标精度的措施。 相似文献
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多光谱扫描仪的星上辐射定标系统 总被引:3,自引:0,他引:3
文中简要阐述目前辐射定标的三方面工作,飞行前的绝对定标,飞行中的星上定标以及飞行中利用辐射校正场的绝对定标。比较详细地阐述多光谱扫描仪星上定标系统的关键技术及采取的技术途径,介绍了内定标系统和太阳定标系统。 相似文献
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一种延伸喷管展开特性分析 总被引:2,自引:1,他引:2
针对对铰链可抛式延伸喷管,运用刚体平运动微分方程,建立了描述其发展开机构开及延伸锥展开过程的数学模型,通过求解数学模型,得到了单级可抛式延伸喷早锥展开到位时间,任意时刻展开机构的质心速度和加速度,传动角速度和角加速度,各构件之间的相互作和力支座反力等参数的数值解。 相似文献
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仿真转台的低速性能研究 总被引:6,自引:0,他引:6
低速性能是仿真转台的重要性能指标之一,在系统设计中如何在保证系统高速系统和频带要求的同时满足低速性能指标的要求是设计者着重考虑的问题,也是转台控制系统设计的难点之一。本文在三轴模拟飞行转台设计实践中提出一种行之有效的方法,在保证系统频带要求情况下提高系统的稳态精度和低速性能,并给出了0.005deg/s和0.01deg/s的低速性能曲线,根据实践测试结果和数字控制系统的特点探索性地提出一种评价系统 相似文献
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Long term human space missions require artificial gravity during some phases of the space flight. In this paper we propose a dual spin system to generate artificial gravity based on a classical rotorcraft configuration where the rotating blade-like module provides a 1g-gravity at the tips. The rotating module is eventually stopped by a fluid ring damper. The dynamics and effectiveness of the damper is analyzed; in particular stability is ensured since a Lyapunov function of the system is found. Optimal damper parameters such as fluid viscosity and ring geometry are determined in order to reduce the despinning time. 相似文献