敏捷SAR卫星平台载荷一体化控制方法研究

面向具备波束指向捷变能力的小型化敏捷合成孔径雷达(SAR)卫星成像需求,提出了通过平台姿态敏捷机动和载荷波束捷变扫描一体化控制实现条带成像、多条带拼接成像、滑动聚束成像等传统成像模式的方法。针对配合成像过程提出的大角度机动和高精度高稳定度连续指向跟踪控制要求,采用5个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)组成的"五面锥"构形控制力矩陀螺群作为执行机构,设计了基于姿态四元数和角速度反馈的改进型递阶饱和控制器,实现了平台的敏捷机动和对目标的稳定跟踪指向。数学仿真结果表明:该控制系统有效可行。     

敏捷卫星偏流角计算模型研究

TDICCD相机成像时为保证图像品质,要求对偏流角进行修正。文章针对敏捷卫星任意姿态角建立了在星下点成像、俯仰姿态机动后成像、滚动姿态机动后成像,以及滚动加俯仰姿态机动后成像几种情况下偏流角计算模型,并对模型进行了仿真计算。结果表明,敏捷卫星姿态目标计算当中,有必要考虑姿态机动带来的偏流角控制目标变化,以保证姿态控制精度。文章对敏捷卫星的偏流角控制设计、计算和测试验证工作有参考价值。     

应用多普勒牵引的高分辨率星载SAR滑动聚束模式设计方法

高分辨率星载合成孔径雷达(SAR)通常采用滑动聚束模式完成成像任务,当分辨率提高到一定程度后,卫星轨道弯曲问题无法忽略,因此需要与之相适应的模式设计方法。为此,文章提出一种应用多普勒牵引的滑动聚束模式设计方法,通过姿态校正的方式保证在合成孔径时间内多普勒中心呈线性分布,使回波可以利用传统的非线性调频变标(NCS)算法完成成像。利用STK和Matlab软件的联合仿真平台,通过建模及仿真成像的方式对设计方法进行验证,结果表明:该设计方法在降低工程实现复杂度和图像后处理的难度上都具有很大的优势,可为我国高分辨星载SAR成像模式设计提供参考。     

敏捷遥感卫星新型姿态控制精度评估方法

针对新型敏捷遥感卫星地面测试缺乏验证手段问题,文章提出一种针对敏捷机动成像过程的新型姿态控制精度评估方法,通过设计星地模型算法,根据卫星的定轨数据和高精度姿态数据计算,可得到星载相机成像点在地固坐标系(ECF)的坐标,并引入地表高程数据以提高计算精度,进行成像点位置精度评估,即姿态指向精度评估;通过计算地表镜下点运动速度等衍生参数,进行载荷成像质量评估。与同条件下地面任务规划数据比对,算法精度误差在10米量级,远小于卫星姿态指向误差导致的成像位置偏离,满足地面分析验证精度需求。该套算法已应用于遥感公用平台、某卫星姿态敏捷机动技术地面验证工作。     

应用二维电扫描的星载SAR凝视马赛克模式研究

应用机械扫描实现的星载SAR马赛克模式对卫星平台敏捷机动能力提出高的要求,且由于存在不完全分辨率区域,导致成像效率下降。文章提出一种应用二维电扫描的星载SAR马赛克模式实现方案,它利用二维电扫描,形成多个彼此相邻的聚束图像块,通过拼接这些相邻的聚束图像实现成像范围的扩展,称之为凝视马赛克模式,对应地称采用机械扫描实现的马赛克模式为滑动马赛克模式。文章针对凝视马赛克模式的特点,提出了一种新的系统参数设计方法,通过系统参数设计实例对比分析了凝视马赛克模式和滑动马赛克模式的特点。此外,还分析了相控阵天线不同天线结构对凝视马赛克模式的影响,并通过优化设计得到了满足需求的系统参数。     

低轨小椭圆轨道S频段SAR卫星姿态导引方法研究

国内外针对S频段SAR卫星姿态导引研究较少,在考虑轨道偏心率和系统天线指向误差情况下尚无明确的导引策略。基于合成孔径雷达（SAR）成像模型及椭圆轨道动力学理论,引入椭圆轨道的径向速度和法向速度分量,推导得到了椭圆轨道任意位置上多普勒中心频率的新的数学表达及分量分解。提出了面向低轨小偏心率轨道S频段合成孔径雷达（SAR）卫星的偏航导引、二维姿态导引方法以及采取不同轨道模型时的简化实现,分析得到了不同补偿方法的补偿效果以及天线指向精度对补偿效果的影响。根据仿真结果,结合卫星工程实现和地面成像处理难度,提出了以偏航导引为主,二维导引为辅的姿态导引策略,对低轨小椭圆轨道S频段SAR卫星姿态导引设计具有指导意义。     

敏捷卫星姿态对像移速度与偏流角的影响

针对敏捷卫星需要具备在复杂姿态下推扫成像的能力,建立了卫星在不同姿态下的像移速度和偏流角的数学模型,并进行了仿真分析,讨论了姿态改变对卫星成像带来的影响。仿真分析表明:姿态改变是影响像移速度和偏流角的最大因素,敏捷卫星从一个姿态变化到另一个姿态成像时,需要根据预期的姿态调整相机的积分时间以满足成像质量要求,同时偏流角也需要做相应调整以补偿姿态改变带来的偏流角变化。     

高分三号卫星飞行程序设计与在轨验证

高分三号(GF-3)装载有大型合成孔径雷达(SAR)天线及大型太阳翼,因此在其飞行程序设计中要重点考虑太阳翼和SAR天线的展开设计,以及它们的展开对卫星的扰动力矩和姿态的影响。通过分析显示:太阳翼展开对卫星姿态角和姿态角速度影响较大,为此对几种太阳翼展开未锁定的情况作出故障预案;通过分析SAR天线展开的动力学特性,以及SAR天线展开对卫星姿态的影响,进行相应设计,并为实现SAR天线展开可控,采取相应措施。GF-3卫星在轨验证结果表明:太阳翼和SAR天线展开结果良好,飞行程序设计合理有效。     

星载平面相控阵天线相位中心位姿标定方法

星载平面相控阵天线的相位中心是影响卫星成像质量的一个重要参数，针对平面相控阵天线的相位中心在卫星上的位姿标定问题，本文提出了一种标定平面相控阵天线相位中心位姿的方法。首先，建立了平面相控阵天线相位中心相对卫星主基准位姿传递的数学模型;其次，采用暗室测量系统对平面相控阵天线相位中心进行了标定，测得天线本体坐标系下的天线相位中心位置;最后，利用激光跟踪仪和经纬仪精测系统测出了天线相对卫星基准的位姿矩阵。基于本文提出的数学模型，获取了平面相控阵天线相位中心在卫星基准坐标系下的位置与姿态数据;同时，通过试验验证了平面相控阵天线紧固件的拧紧力矩，其对平面相控阵天线相位中心的影响可忽略。该方法对后续确定搭载平面相控阵天线的卫星相位中心工程验证，提供了参考。     

滑动聚束SAR空变天线方向图校正方法

滑动聚束SAR是一种新型高分辨率星载SAR工作模式,通过天线波束扫描导致增加方位向相干积累时间,从而可以大幅提升SAR分辨率.滑动聚束SAR波束扫描将引起天线方向图加权二维空变,进而导致采用传统SAR天线方向图测量和校正方法会引入误差,影响SAR辐射定标精度及目标后向散射系数测量精度.针对此问题,提出了一种滑动聚束SAR天线方向图特性分析及校正方法.首先基于滑动聚束SAR仿真数据对滑动聚束模式下SAR天线方向图二维空变特性进行了分析;然后建立距离向和方位向二维多项式模型来拟合天线方向图二维空变误差;最后,基于天线方向图空变误差模型对观测场景SAR图像进行天线方向图校正,仿真实验结果表明,该方法可以有效降低天线方向图二维空变误差的影响,大大提高滑动聚束SAR辐射定标精度和目标后向散射系数测量精度.     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

MBD技术在航天器研制中的应用探讨

概述了基于模型的定义(Model-based Definition,MBD)技术的研究和发展,分析了以MBD为载体的特征演化过程,作为航天器设计-制造一体化协同实现的基础。从MBD在航天器研制中的应用需求出发,构建了MBD协同平台框架,探讨了MBD模型成熟度管理的协同设计方法,提出了应用MBD研制模式所面临的技术、管理等问题,并给出了相应的建议。     

降落伞特性对伞舱系统运动稳定性的影响

建立了伞舱系统刚性连接和弹性连接时的数学模型,针对联盟号飞船回收系统进行了动力学仿真。分析了降落伞侧向力系数、吊带长度、降落伞和载荷质量比以及吊带性质对伞舱系统运动稳定性的影响,其结论可为伞舱回收系统的设计提供参考。     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。