低轨通信星座发展的思考

正从低轨移动通信星座、低轨宽带互联网星座两个发展方向,分析了包括"铱"(Iridium)卫星系统、"一网"(OneWeb)卫星系统等在内的多个国外典型系统的总体发展情况、应用支持能力以及"小卫星多功能"、"小卫星大容量"的设计特点。针对我国低轨通信星座发展,从频率、应用定位以及系统实用性等方面探讨了总体设计应关注的问题;从解决我国全球通信保障急需出发,提出以移动通信为主、多功能综合、兼顾宽带通信、规模逐步扩展的低轨星座发展建议,并给出了空间组网、全球服务、频谱感知、频率共用、宽窄结合、协同应用的总体设计思路。     

国际规则框架下低轨通信星座的频率使用与部署

<正>2022年是全球低轨通信星座大放异彩的一年。从年初“星链”（Starlink）星座在俄乌冲突中的出色表现，到华为、苹果公司纷纷推出直连低轨卫星的旗舰产品，低轨星座逐步将卫星通信服务带入大众视野。与此同时，约束低轨通信星座使用与部署频率轨道资源的国际规则制修订工作也在如火如荼地进行中。按照国际电联《组织法》和《公约》的规定，所有卫星星座都需要在国际电联规则框架下合法规划、使用及部署无线电频率轨道资源。本文将从低轨通信星座的无线电业务本质出发，探讨在国际规则框架下开展低轨通信星座选频规划、频率使用与部署的具体约束。     

全球巨型低轨星座通信网络发展、特征与思考

正低轨宽带通信卫星星座的大容量、高速率、全球覆盖特点,要求其星座规模相比低轨移动通信卫星星座的卫星数量呈数量级增长,卫星星座巨型化特征显著。而近年来,以巨型低轨道通信卫星星座为基础的空间宽带通信网络发展进入新的高潮。本文从国际主流巨型低轨星座通信网络的发展入手,阐述了巨型空间互联网系统发展的特征及系统建设面临的挑战,并就我国同类系统未来的方向进行思考。     

面向低轨巨型星座的载荷托管技术发展趋势及展望

<正>低轨巨型卫星星座具有全球网络覆盖、通信低时延等优势，被视为改变卫星行业发展的重要技术。随着该技术的不断发展和普及，载荷托管技术以为各种应用提供高速、大容量和低延迟的通信服务脱颖而出，为各个行业提供了新的技术选择。本文首先对天基载荷托管技术的发展现状进行阐述，并分析了面向低轨巨型星座的载荷托管发展挑战，从3个设计角度对面向低轨巨型星座的载荷托管技术方向进行了分析，最后，对该技术发展趋势及研究现状进行了总结展望。     

“一网”星座的发展与启示

正众多低轨小卫星星座的兴起引发业界广泛关注,给国际卫星通信业务造成了巨大影响,在这其中,"一网"(OneWeb)星座计划具有很强的代表性。文章深入研究了该系统的构成、关键技术和商业模式,并在此基础上提出我国低轨通信小卫星星座发展的相关建议。     

基于QoS保障的低轨卫星星座设计

低轨卫星星座设计是部署低轨卫星网络的前提和关键。然而，不均匀的地面用户分布和不合理的卫星资源配置对卫星网络的服务质量提出了重大挑战。针对以上问题，通过构建服务质量(QoS)指标体系，提出了一种基于QoS保障的低轨卫星星座设计方法。首先，建立了低轨卫星网络模型和星座覆盖模型，通过星间链路的建链准则来定义星座抗毁性指标。其次，通过建立用户链路以及定义用户匹配度来分析星座对目标区域用户的资源匹配情况。接着，建立了以QoS指标为约束最大化效费比的低轨卫星星座设计优化问题，定义的QoS指标包括信噪比、误码率、抗毁性以及星座覆盖率和用户匹配度。此外，通过遗传禁忌智能算法求得了所设计的低轨卫星星座的轨道参数。仿真结果表明，提出的低轨卫星星座设计方案在满足指定QoS约束的同时具有最大星座效费比。     

发展我国低轨卫星通信星座系统的思考

正卫星通信是航天技术的重要应用领域,本文从介绍国外低轨卫星通信星座系统发展概况入手,分析了发展我国低轨卫星通信星座系统的必要性和面临的一些问题,提出了发展我国低轨卫星通信星座系统的设想。1国外低轨卫星通信星座系统的发展概况工作于低地球轨道(LEO)的通信卫星由于采用各种部件小型化和轻型化的技术,具有质量轻、研制周期短、成本低和易于发射等优点,美、俄等国十分重视对此的应用研究。国外提出的方案很多,但     

低轨Walker星座构型偏置维持控制方法分析

针对低轨(low earth orbit,LEO)Walker星座构型稳定性维持问题,分析了低轨卫星的轨道摄动和星座构型稳定性的影响因素.通过分析低轨Walker星座的轨道摄动和相对漂移特点,提出了两次偏置策略.首先,依据未偏置时星座相对漂移量拟合得出第一次偏置时的偏置量.然后利用第一次偏置后的相对漂移量拟合得出第二次...     

“一网”星座特点发展简析

正随着互联网应用的快速发展,互联网接入服务需求急剧增加。众多低轨小卫星星座的兴起引发业界广泛关注。其中",一网"(OneWeb)星座计划具有很强的代表性。该计划旨在利用大规模低轨卫星提供全球宽带通信服务,其在卫星设计、业务布局、服务理念、批量研制等途径上具有很多与传统卫星通信企业迥异的特质。2019年,一网公司(ONEWEB)提出的"一网"低轨卫星互联网星座进入快速发展阶段。随着2019年2月发射的首批6颗卫星的发射升空,一网公司已经稳步开启了超大规模低轨卫星互联网星座部署的序幕。2020年2月7日,一网公司在拜科努尔发射场发射了34颗组网卫星,加上之前的6颗,在轨卫星数量达到了40颗。     

基于“鸿雁”星座的全球导航增强系统

正近年来,低轨通信星座系统及其应用成为国内外航天企业乃至资本大佬竞相发展的商业航天产业之一,为提高效费比,综合化卫星系统成为低轨通信星座的重要发展趋势。目前,美国已经在"下一代铱星"系统上实现了导航增强功能,中国航天科技集团有限公司近年发展的"鸿雁"星座也将融合导航增强功能。与"铱"卫星不同,"鸿雁"星座面向解决我国难以全球建站及现有多种增强系统的痛点,提出了天基全球监测、实时高精度和安全定位授时等发展方向,既向北斗提供全球监测数据服务,又向广大个人用户提供安全、实时高精度的PNT服务。低轨导航增强与星基增强系统(SBAS)、地基增强系统(GBAS)等传统的导航增强系统有着本质的区别,具有划时代的意义,将推动卫星导航增强迈向一个崭新的时代。     

Low Earth orbit constellation design using a multi-objective genetic algorithm for GNSS reflectometry missions

Spaceborne global navigation satellite system reflectometry (GNSS-R) is an innovative bistatic radar remote sensing technique utilizing low Earth orbit (LEO) based GNSS-R instruments to acquire GNSS L-band opportunistic signals for measuring geophysical parameters. A GNSS-R LEO constellation with an optimization design for its specialized missions is very significant and necessary. However, the constellation design involves multi-parameter and multi-objective optimization, and the classical analytic solution is not capable of such a complicated issue. This study proposes a multi-objective LEO constellation design method with a genetic algorithm (GA) and presents a framework for designing two GNSS-R LEO constellations, termed “lower-latitude constellation” for typhoons and hurricanes observation in the tropics and “global constellation” for global geophysical parameter measurements. Then, the observation capability of both designed constellations is evaluated in terms of the number of reflection points, spatial coverage density, and revisit time to verify the GA efficiency in LEO constellation design. Results show that the two designed LEO constellations with high fitness function values possess optimal orbit parameter set configuration and outperform the existing CyGNSS constellations in observation performance. Compared with CyGNSS, the number of reflection points observed by the lower-latitude constellation and the global constellation increases by 38% and 45%, as well as the spatial coverage density increases by 28% and 36%. The revisit time for the lower-latitude constellation is reduced by 0.29 h, whereas the revisit time for the global constellation increases by one hour.     

基于TLE的Starlink星座第一阶段部署情况分析

近年来,随着卫星技术的快速发展和低轨（low earth orbit,LEO）卫星宽带互联网建设需求的不断增加,低轨大规模星座发展日新月异。针对Starlink星座初始化部署问题,首先论述了“星链”（Starlink）星座现状,分析在轨卫星高度变化。然后利用公开的两行轨道根数（two-line element,TLE）,从卫星发射入轨、轨道面分布两个方面,简要分析了Starlink星座的部署情况,给出升交点的变化规律;同时仿真分析了Starlink星座对地面的覆盖性能。最后,给出星座轨道面和相位分布、故障卫星处置以及可见卫星数量。所分析的结果以期为中国未来部署大规模LEO星座的建设提供借鉴。     

移动通信卫星经济性分析

由小型近地轨道卫星组成星座,实现移动通信服务,是卫星通信发展的重要方向。近地轨道卫星和地球静止轨道卫星用作移动通信卫星网,各有其优缺点。文章从经济性角度对两类卫星网进行了比较,重点是对不同高度的轨道(包括低、中、地球静止)的移动通信系统的空间部分成本——卫星星座的研制成本与发射成本进行分析比较,给出了具体的运算公式和计算结果。其结论是:轨道高度越低,卫星网的成本越高;地球静止轨道卫星网的成本最低。但是,决定是否发展小型近地轨道通信卫星网,不能仅考虑经济因素,还要考虑对技术进步的推动作用。     

航天器双主动交会策略研究

从理论上分析了共面近地圆轨道上的航天器的远程双主动交会的问题.根据轨道动力学基本原理,导出各种情况下特征速度的解析解,为航天器变轨时的燃料消耗分析提供了依据.进一步探讨了航天器轨道转移过程中的时间策略,以保证在不同轨道上运行的航天器在同一时刻、同一空间位置交会.上述理论分析的仿真计算结果表明,双主动交会总特征速度和过程耗时都低于主被动交会情形,单星的燃料消耗大大降低,对大范围快速变轨,优势更加明显.     

一种双基站低轨道区域覆盖δ星座设计

在双基站理论研究基础上 ,进行了定倾角区域性覆盖双基站δ星座设计 ,采用倾角为 41°的回归轨道 ,用点覆盖数值仿真的方法设计了对地面站与空间站的一重覆盖与二重覆盖下的星座构型。且星座中各星之间 ,各星与空间站之间均可建立星际链路 ,保证数据在空间站、地面站及星座之间连续传递     

气动辅助异面变轨在多碎片清除中的应用分析

碎片清除飞行器异面变轨需要消耗大量燃料.从气动辅助异面变轨优化设计及被清除碎片轨道高度差值、倾角差值等参数对变轨性能的影响出发,比较分析了优化气动辅助异面变轨与双脉冲霍曼轨道转移的燃料节约量,研究了不同轨道高度差对于实施气动辅助变轨燃料节约量的影响.当地球静止轨道（GEO）与低地轨道（LEO）间气动辅助变轨优化速度增量约为1.55km·s-1、质量面积比172kg·m-2、比冲310s、轨道倾角变化16°时,燃料节约率约为45%.对比研究了不同轨道高度差LEO轨道间实施气动辅助变轨的燃料节约情况.结果表明:随着轨道高度的增加,气动辅助优化效率逐渐降低;在相同高度轨道间实施异面变轨,随着轨道倾角的增加,气动辅助变轨燃料节约率先增大后减小,倾角改变量约为20°时,燃料节约率最大;当轨道倾角为5°时,采用气动辅助变轨和双脉冲变轨的燃料消耗量相同.      

低轨巨型星座构型设计与控制研究进展与展望

近年来低轨星座计划发展迅速,低轨巨型星座已成为全球争夺空间战略资源的"新战场".首先,概述了Telesat、OneWeb、Starlink等低轨巨型星座计划的发展现状,以及中国互联网星座计划的基本情况.在此基础上,分别从星座的任务需求、覆盖特性、摄动补偿和备份策略4个方面,综述了星座的构型设计方法及其特点.然后,根据卫...     

Integrated design of solar thermal propulsion system for microsatellite with liquid ammonia as propellant

This paper presents a design of solar thermal propulsion (STP) system for microsatellite with liquid ammonia as propellant. The system was equipped with two concentrators, which were respectively placed in the tank and thrust chamber for propellant supply and heating. A platelet heat exchanger was adopted to heat the propellant in the chamber, and the fluid–solid coupling effect between the wall and the gas was considered. Meanwhile, the effects of satellite mass, initial orbit, nozzle size and target temperature on the performance of STP system were analyzed. The results show that for microsatellites with a total mass of 100 kg, the STP system can fully heat the propellant to more than 2050 K, generate an intermittent thrust of about 26 N, and enable the satellite to obtain a velocity increment of more than 1470 m/s within 19 days, consuming only 42 kg of propellant, which can directly meet the transfer mission from the geostationary transfer orbit (GTO) to the geostationary orbit (GEO). The maximum velocity increment could reach more than 1950 m/s when the propellant was completely consumed; Changing the mass and initial orbit of the satellite will not affect the thrust and specific impulse. Satellites with smaller mass will spend less time and propellant during orbit transfer. The lower is the perigee height of the initial orbit, the greater is the propellant consumption, while the shorter is the time of orbit transfer; The reduction of nozzle throat size and target temperature will lead to the increase of specific impulse and the decrease of orbital transfer time, but the reduction of thrust.     

Onboard orbit determination using GPS observations based on the unscented Kalman filter

Spaceborne GPS receivers are used for real-time navigation by most low Earth orbit (LEO) satellites. In general, the position and velocity accuracy of GPS navigation solutions without a dynamic filter are 25 m (1σ) and 0.5 m/s (1σ), respectively. However, GPS navigation solutions, which consist of position, velocity, and GPS receiver clock bias, have many abnormal excursions from the normal error range for space operation. These excursions lessen the accuracy of attitude control and onboard time synchronization. In this research, a new onboard orbit determination algorithm designed with the unscented Kalman filter (UKF) was developed to improve the performance. Because the UKF is able to obtain the posterior mean and covariance accurately by using the second-order Taylor series expansion through the sampled sigma points that are propagated by using the true nonlinear system, its performance can be better than that of the extended Kalman filter (EKF), which uses the linearized state transition matrix to predict the covariance. The dynamic models for orbit propagation applied perturbations due to the 40 × 40 geo-potential, the gravity of the Sun and Moon, solar radiation pressure, and atmospheric drag. The 7(8)th-order Runge–Kutta numerical integration was applied for orbit propagation. Two types of observations, navigation solutions and C/A code pseudorange, can be used at the user’s discretion. The performances of the onboard orbit determination were verified using real GPS data of the CHAMP and KOMPSAT-2 satellites. The results of the orbit determination were compared with the precision orbit ephemeris (POE) of the CHAMP and KOMPSAT-2 satellites.