超低轨卫星气动舵机辅助姿态控制方法设计

针对超低轨卫星姿态控制差异化需求,开展了基于气动舵机辅助的姿态控制策略研究。完成了超低轨道稀薄大气下卫星气动舵机布局设计与气动特性研究,理论气动力可达10^-1 N量级,气动力矩可达10^-1 N·m量级。在此基础上,完成了基于气动舵机辅助的姿态控制策略研究。通过仿真验证,在x轴采用动量轮控制、y轴和z轴采用气动舵机辅助控制情况下,可实现优于0.004°的三轴指向精度和优于0.000 7(°)/s的三轴姿态稳定度。所设计气动舵机辅助姿态控制策略对超低轨卫星技术应用与发展具有重要技术价值和工程意义。     

《中国空间科学技术》1987年总目录

期号页数1洲防291盯4500月性 空间飞行器系统工程空间站发展的探讨任意偏心率卫星的大气阻力的短周期摄动空间站概述航天飞行器入轨道误差分析载人航天器轨道运行段的救生问题整星稳态温度的热网络分析方法地球引力场带谐调和项引起的卫星轨道摄动Q曰1上,.︸一刁自0 QU进任61火︸O咬1 LJ3 4 4 56 飞行动力学航天飞行器的两大数学问题三层壁喷管的不稳定导热用Nocilla模型计算卫星气动力系数和热流密度分布求解Navier一Stokes方程的指数型差分法用Schamberg方法计算卫星阻力系数四层壁的不稳定导热3 41匕6 测控技术和数据处理模式识别技…     

高精度霍尔电推进技术的应用与发展研究

在现代化全域通信导航的应用背景下,卫星平台所需具备的精确轨道预测与实时轨道控制能力对电推进系统的推力精度、分辨率等性能提出更高的要求,因此建设高精度的电推进系统具有非常重要的意义。通过对空间应用需求和电推进技术现状的分析,阐明了当前电推进技术的推力输出精度不足以支撑高精度连续导航、超低轨卫星实时阻力补偿以及高分辨率遥感卫星动中成像等空间任务的需求。在此基础上,以霍尔推进系统为研究对象,针对研制高精度推进系统的技术难点,从霍尔推力器技术、流量控制技术、电源及控制技术和试验验证技术四个方面阐述了国内外研究的现状,分析和探讨了关键技术的发展方向和研究思路,为高精度霍尔推进技术未来的重点研究和发展方向提出建议。     

高超声速飞行器一体化防热与热控设计方法

围绕高超声速飞行器所遭遇的"热障"问题,阐述了防热与热控系统一体化设计的思想,指出将机身结构、防热与热控系统、推进系统耦合在一起进行一体化设计是解决"热障"问题的有效途径,并提出了不同任务需求的高超声速飞行器防热与热控系统方案思路.介绍了部分防热材料的性能,指出了在设计中选择防热材料的原则.对防热与热控系统的优化方法进行了探讨,指出了防热与热控系统一体化设计中涉及的关键技术,举例说明了防热与热控一体化设计的基本流程.      

基于扩展卡尔曼滤波的XPNAV-1卫星自主定轨算法研究

X射线脉冲星导航1号（XPNAV-1）是全球首颗脉冲星导航专用试验卫星。利用该卫星观测的单颗脉冲星数据,采用几何约束方法,能够有效抑制轨道误差增长,但存在长时间定轨发散问题。针对XPNAV-1卫星拓展试验任务及脉冲星导航后续发展需求,利用多颗脉冲星的观测数据,研究基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的卫星自主定轨算法。首先,建立该卫星的轨道力学模型和观测方程;然后,详细论述EKF滤波算法和分段式定常系统（PWCS）的可观测性分析方法;最后,通过综合分析XPNAV-1卫星的观测数据、脉冲星对该卫星轨道的覆盖性以及系统状态的可观测性,进行自主定轨算法试验。试验结果表明,基于EKF的自主定轨算法滤波过程收敛,验证了该算法的合理性和有效性。     

纳卫星热系统的在轨动态特性分析与建模

纳卫星热系统是在复杂空间热环境下实现纳卫星被动热控制任务的基本技术途径,对其进行在轨动态特性分析与建模对纳卫星的热控方法与效果研究及评价具有重要意义.通过详尽的机理分析建立了描述纳卫星热系统在轨飞行过程中瞬态温度变化的3维非线性动态特性模型,阐述了与之配套的外热流分析与轨道运动计算方法,并以一太阳同步轨道纳卫星为例,对其飞行过程中的外热流变化、在轨温度变化响应等动态特性进行了详细的分析和讨论,为进一步深入研究纳卫星热控制、热管理理论及技术提供了简便的分析计算模型与方法.      

美国“一箭三星”发射同步轨道空间态势感知卫星

2014年7月28日,美国空军从卡纳维拉尔角发射场,用德尔他-4M＋火箭以＂一箭三星＂方式成功将3颗高轨态势感知卫星送入近地球同步轨道,即2颗业务型高轨巡视卫星＂地球同步轨道空间态势感知计划＂（GSSAP）卫星和1颗技术试验卫星＂评估局部空间自主守卫纳卫星＂（ANGELS）。此次发射任务的成功标志着美国高轨空间监视技术走向成熟,高轨目标探测、跟踪和侦察能力快速提升,引起航天界高度关注。     

超低轨道热层大气密度原位探测

超低轨道(VLEO)由于其轨道较低,在该轨道运行的航天器在对地观测、科学研究方面具有独特优势,但对该轨道的大气密度变化特性认知不足。在阐述国内外超低轨道大气密度原位探测发展历史及现状的基础上,总结了现有超低轨道大气密度原位探测技术,对中国超低轨道大气密度原位结果进行了初步分析和讨论。结果表明：在2020年10月空间环境平静期,250 km和350 km高度大气密度相差一个量级;升降轨期间,超低轨道大气密度每千米分别下降0.025×10^-12 kg/m³和0.041×10^-12 kg/m³,均小于模式值的0.5倍;北纬40°时,处于午夜的升轨段(约250 km)大气密度是处于正午的降轨段(约420 km)大气密度的11.2倍,高度的影响大于地方时的影响;不同纬度下,实测日均值和模式日均值的比值从高纬的0.49降为低纬的0.39,模式值偏大。在超低轨道上,实测值总体上比模式值小,可为大气物理研究和应用研究提供基础数据。     

地球同步轨道长寿命卫星热控涂层太阳吸收率性能退化研究

文章介绍了15年地球同步轨道环境对卫星表面太阳吸收率性能影响的试验模拟研究,研究结果为长寿命卫星热设计及热控涂层选择和研制提供可靠依据;介绍自行研制的空间低能综合环境试验设备、太阳吸收率原位测试系统和空间低能综合环境模拟试验方法,并对航天器常用的S781白漆、SR107ZK白漆、F46镀银和OSR二次表面镜热控材料进行空间低能综合环境模拟试验,获得了这些热控涂层在地球同步轨道15年期间太阳吸收率性能退化模拟数据,与已有的飞行试验数据进行对比研究,取得满意的结果。     

高动态无人飞行器轨迹规划与控制技术

针对高动态无人飞行器的飞行环境中,气动力、气动热条件苛刻,飞行参数和结构变化剧烈的特点,研究了多约束条件下的轨迹规划与设计方法.提出了以无人飞行器倾侧角为主控制量,将轨迹规划问题转化为最优控制问题,采用极大值原理和改进的邻近极值法,求解无人飞行器总吸热量最小的最优控制,并使得最优控制满足所有飞行边界约束和终端约束.最后,以某型高动态无人飞行器为对象,仿真证明了方法的有效性.     

基于中轨与静止轨道卫星定位系统星座优化设计

文中分析了中国区域性覆盖卫星导航系统“北斗”系统的特点，提出了采用“北斗”系统静止轨道卫星结合若干倾斜圆轨中轨MEO卫星，构成中国区域性覆盖星座的设计思想。文章给出了卫星导航定位系统星座优化设计方法，比较了多种设计思想和多种轨道形式的设计方案。通过仿真计算分析，在多种设计结果中，得到了优选的2颗GEO卫星结合若干MEO卫星星座设计方案设计结论。并且针对所选星座的覆盖性能，仿真给出了区域性覆盖优选星座的PDOP特性。     

气动力矩和重力梯度矩实现微小卫星三轴姿态控制

提出运用低轨道两个主要环境力矩 (重力梯度矩和气动力矩 )实现微小卫星三轴姿态被动控制方案。重力梯度矩提供俯仰和滚转恢复力矩 ,气动力矩提供偏航和俯仰恢复力矩 ;通过姿态稳定性分析和姿控过程动态仿真 ,结果表明此卫星具有结构简单、姿态稳定精度高的优点。     

地球轨道卫星再入大气层气动加热计算

本文从工程设计角度出发,叙述地球轨道卫星再入大气层的气动加热问题,给出气功加热工程计算方法,并画出典型计算结果。本文可供卫星再入防热系统方案设计和初步设计使用。     

基于深度增强学习的卫星姿态控制方法

针对卫星在执行丢弃载荷或捕获目标等复杂任务时遭遇的姿态突然发生变化的问题,采用深度增强学习方法对卫星姿态进行控制,使卫星恢复稳定状态。具体来说,首先搭建飞行器的姿态动力学环境,并将连续的控制力矩输出离散化,然后采用Deep Q Network算法进行卫星自主姿态控制训练,以姿态角速度趋于稳定作为奖励获得离散行为的最优智能输出。仿真试验表明,面向空间卫星姿态控制的深度增强学习算法能够在卫星受到突发随机扰动后稳定卫星姿态,并能有效解决传统PD控制器依赖被控对象质量参数的难题。所提出的方法采用自主学习的方式对卫星姿态进行控制,具有很强的智能性和一定的普适性,在未来卫星执行复杂空间任务中的智能控制方面有着很好的应用潜力。     

基于气动导数的类X-37B飞行器纵向稳定性分析

为了定量地研究跨大气层轨道飞行器在不同飞行条件下俯仰方向的动态特性，在Etkin气动力模型的基础上，详细研究了飞行马赫数、减缩频率、振动幅值、平均迎角等因素对此类飞行器纵向动态特性的影响规律。研究结果表明，平均迎角和飞行马赫数决定了流场的基本特性，所以对气动导数的影响很大；而减缩频率和振动幅值决定了非定常扰动的强弱，影响非定常气动力的大小，决定非定常迟滞效应的强弱。对类似X-37B的跨大气层轨道飞行器来说，平均迎角越大，机身后方背风区的涡流作用越强，纵向稳定性越强。在亚声速范围内，随着飞行马赫数增加，纵向稳定性增强，在超声速范围内，随着飞行马赫数增大，纵向稳定性减弱。振动幅值大小虽然影响了流场的形态，但对气动导数的数值大小没有明显影响。振动频率对动态特性的影响也不明显。希望研究结果可为中国未来类似飞行器的研究和发展提供相应的参考和技术储备。      

微纳卫星热状态仿真及分析

卫星热控系统通过调节星上热量收集、转移、排放的过程，从而达到控制星体温度水平和温度稳定性的目的，对卫星进行在轨热状态分析和依据分析结果进行热控措施调节与评估至关重要。针对低轨微纳卫星热状态分析的关键问题，给出了卫星在轨时刻所受空间外热流的计算方法，在此基础上，综合考虑温度影响因素和传热特点，建立了卫星外壳、辐射器、内环境和内外部单机的瞬时温度计算模型。以一低轨微纳卫星为例进行仿真计算，对结果进行了分析与讨论，为进一步深入研究卫星的热控设计提供了快速、简便的分析方法。     

miniSAR卫星精密参考轨道设计

为满足轻小型合成孔径雷达(miniSAR)卫星干涉测量任务对空间基线的要求,通过分析卫星参考轨道特性,建立了一套精密参考轨道设计算法。所建算法以miniSAR卫星成功入轨后的一组定轨数据及根据参考轨道特性解析得到的参考轨道预估值为输入,基于仅考虑中心天体非球形高阶引力摄动的轨道外推模型、Eckstein-Hechler平根模型及嵌套式迭代修正方法,设计输出其任务周期内使用的参考轨道。数值实验表明:所建算法设计的参考轨道生成的参考轨迹在三维空间的回归精度优于0.01 m,满足实际工程应用需求。      

日本“超低轨道技术试验卫星”任务及应用

正2017年12月23日,日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)研制的"超低轨道技术试验卫星"(SLATS)搭乘H-2A运载火箭从种子岛航天中心发射升空,该卫星是世界首颗具有变轨能力的超低轨道卫星,将在轨验证超低轨道高度保持、高分辨率对地观测等一系列关键技术。超低轨道卫星技术能够迅速增强战场信息获取能力,军事应用潜力巨大。     

基于高轨航天器的GNSS接收机技术

全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System,GNSS)应用于高轨航天器时,因轨道高于导航卫星,可见星数量急剧减少,空间信号功率微弱,信号的快速捕获和跟踪十分困难。文章对高轨地球同步轨道(Geosynchronous Earth Orbit,GEO)接收技术进行了研究。以中国实践十七号卫星为研究对象,采用官方正式发布的发射天线方向图对GEO下GNSS信号特征及可用性开展研究分析,并针对高轨道航天器GNSS信号微弱的特点,采用长时间积分处理的梳状滤波方法、差分相干累加比特同步算法和基于动力学模型补偿的扩展卡尔曼滤波自主定轨算法设计GNSS接收机,并在半物理仿真平台进行了测试验证。试验结果表明:GNSS接收机捕获灵敏度优于-173dBW,跟踪灵敏度优于-175dBW,定轨位置精度优于50m,速度精度优于0.01m/s。     

动量增升高升阻比飞行器横航向稳定性研究

考虑高超声速飞行器装填、防热及操稳等多约束条件下的实用化设计需求,提出一种新型下反式高升阻比滑翔飞行器气动布局。借鉴乘波体飞行器的高升力设计方法及动量增升原理,该新型飞行器采用下反式后掠翼构型,上表面为光滑倒圆“Λ”形设计,下表面为内凹的装填空间,为尽可能避免长时间超远距离高超声速飞行带来的防热负担,采用后缘体襟翼及体侧扩张方向舵面设计。采用数值计算方法对所提布局思路进行验证分析,计算结果表明：在飞行高度为40 km,Ma=10的条件下升阻比可以达到4.48左右,在一定迎角范围内均具备很高的气动效率,验证了所提布局的有效性。同时重点针对所提布局共性的横航向稳定性问题基于数值模拟方法探讨了3种不同优化改进方案的效果及可行性,并采用风洞试验对两侧翼梢V尾的控制方案进行横航向稳定性控制效果的试验验证,结果表明：采用两侧翼梢V尾的控制方案是实现横航向稳定性控制的较优方案。