航空高动态网络负载感知路由算法

针对航空高动态网络(HDAN,Highly Dynamic Airborne Networks)节点高速运动、拓扑结构变化频繁、飞行器轨迹时变等特性,及其所带来的数据到达率低、信息拥塞度高、稳定性差等问题,提出一种具有负载感知特性的路由算法.算法提出了新的动态路由因子度量来适应拓扑结构的变化,引入节点相对速度修正高动态环境下单纯地理位置信息所带来的误差,并通过交互邻居节点队列信息表征网络局部负载程度,降低拥塞概率.仿真实验结果表明,本算法有效减少了网络丢包率和通信时延,增强了信息传输的可靠性.     

中国山西地区法布里-珀罗干涉仪测风能力及数据质量检验

介绍了中国气象局山西岢岚大气观测站(39°N, 112°E) 法 布里-珀罗干涉仪(FPI) 的基本 构造、测风能力、程序处理流程、数据质量控制方法以及检验情况. 岢 岚观测站FPI可以观测892.0 (OH)nm, 557.7 (OI)nm和630.0 (OI)nm 波 长处气辉谱线的多普勒移动, 分别计算对应87km, 97km和250km高度处 的大气风速和大气温度, 可给出中间层顶区域及热层风的大气潮汐和扰动 情况. 采用水平风模型(HWM)输出结果进行交叉检验, 对FPI测风数据质量进行验证. 结果显示, 岢岚大气观测站FPI仪器的测风数据 在长期趋势上与HWM模式的输出数据一致, 风速变化幅度有季节性差异, 数据质 量控制方法有效, 测风误差在87km高度处为5.7m·s-1, 97km处 为1.3m·s-1, 250km处为4.1m·s-1, 测风数据 通过了可靠性检验.      

基于YOLOv8的卫星遥感图像快速目标检测方法

目标检测相关技术已经广泛应用于空间目标监视、卫星自动寻轨等领域,也是计算机视觉领域最重要和最具有挑战性的研究分支之一,逐渐成为国内外军事领域的应用热点.在现代空天对抗中,通过卫星遥感图像获取近地飞行器目标,借以快速判断敌方部队的有生力量,将使我方部队占据战略优势.针对卫星观测距离过远、遥感图像背景复杂等问题,研究基于一阶段轻量化网络YOLOv8的小样本目标检测算法.通过图像翻转、马赛克数据增强及mixup数据增强等图像增强手段提高了模型的泛化性能;通过多次调整优化函数、降低类别损失增益及降低掩模比等参数调整策略提高了模型的平均精度;通过使用参数预设及加载原优化函数导出的模型提高了模型的运算效率.提出的方法在公开的飞行器数据集进行了验证,验证指标包括查准率-查全率(precision-recall)、平均精度(mAP)和画面每秒传输帧数(FPS).结果表明本文提出的改进型网络模型能满足卫星遥感图像的快速目标检测需要.     

三维模型的渐进式编码与流传输技术的研究

根据网络图形发展的需要,实现一种适用于网络流式传输的三维模型简化编码.简要介绍了几种现存的三维模型简化编码,并分析其不足,继而提出一种基于三角网格的简单而高效的实用算法.由于采用了渐进式编码方式及流技术,使应用这种算法后生成的模型文件可以高效、方便地以渐进方式在网络上传输.最后给出了相关结论数据以及算法实验结果的效果图.      

FC-AE-1553网络传输性能评价

为了提高航天航空网络传输性能,提出一种通用的FC-AE-1553网络传输效率计算方法并研制高性能FC-AE-1553节点卡.首先,对FC-AE-1553网络的消息传输过程进行详细分析,分析信息类型,给出传输帧的格式建议,通过分析FC-AE-1553协议中各类消息传输的时间参数,结合FC标准中对通信时间的要求,提出FC-AE-1553网络交换中各种消息类型的通信时间计算公式.然后, 针对无差错传输和有差错传输两种情况,给出了网络传输效率的计算方法.最后,通过仿真分析数据帧净荷长度、节点处理时间、交换中序列数量、传输误码率、丢包率等参数对FC-AE-1553网络传输效率的影响,给出了网络优化设计的建议.依托某航天工程任务,研制了基于XC5VFX100T和MPC8536E的FC-AE-1553节点卡.实验结果表明:丢包对传输效率的影响可忽略;数据帧净荷为2 048 B,数据帧数量为16时,传输效率可达到77.2%.      

基于深度学习网络的星表非结构化岩石目标辨识方法研究

目标检测技术广泛应用于交通、医疗、安保和航天等领域.目前,目标检测技术面临目标微弱、背景复杂、目标被遮挡等挑战[1].针对星表非结构化模拟地形采集的图像中岩石和石块小目标检测识别率低、误识别率高的问题,研究了当下效果最好、模型轻量化的YOLOv5目标检测算法,在其基础上进行改进优化器与优化检测框重复检测效果的一种满足实时性要求的岩石目标检测算法.具体通过引入空标签负样本、结合随机梯度下降法SGD(stochastic gradient descent)优化模型和非极大值抑制参数调节方法,提升YOLOv5网络模型的特征描述能力和分类准确率.利用在地面试验场采集的复杂地形图像作为数据集,并采用mAP(mean average pre-cision)、画面每秒传输帧数(FPS)、准确率和召回(P-R)曲线等作为性能指标,对所提出的目标检测网络进行了试验验证.结果 表明本文提出的改进网络拥有更高的准确率和更低的虚警率,同时保持原有算法的实时性.     

红外窗口材料的热辐射特性测量方法

飞行器在大气层内高超声速飞行时,高温窗口迅速成为气动热辐射效应的主要因素,气动热辐射效应会降低甚至破坏红外(IR)探测系统的性能.通过分析红外探测窗口热辐射传输特性,提出一种红外窗口材料的热辐射特性测量方法,并测量了应用于中波红外(MWIR)探测系统的某蓝宝石红外窗口材料在高温状态下的透过率和自身辐射等热辐射数据.结果表明:在100~350℃范围内,0.1mm厚蓝宝石材料薄层在中波红外3.7~4.8μm波段的热辐射特性与温度近似呈3次方关系,温度越高,蓝宝石透过率越小,自身辐射越大.强烈的自身辐射极易导致红外探测器局部饱和现象,对探测系统造成的影响比透过率引起的信噪比(SNR)下降要大得多.      

一种基于计算机视觉的飞行器姿态估计算法

改进了一种基于图像统计信息的飞行器姿态估计算法.改进后的算法可以迅速地估计出飞行器的横滚角与俯仰角,减少了运算量,提高了姿态估计的实时性和鲁棒性,精度满足飞行器的姿态控制要求.将不同的算法进行了仿真比较,提出了一种应用方案,解决了姿态估计过程中横滚角与俯仰角耦合的问题.改进后的算法适用于装备以视觉系统作为导航系统的飞行器,尤其是只能装备小型视觉系统的微小型飞行器(MAV, Micro Air Vehicles).将应用该算法的视觉导航系统与微惯性测量单元(MIMU, Miniature Inertial Measurement Unit)组合使用,可以增大飞行器姿态角估计的范围,进一步提高估计精度.      

日本的数据中继卫星系统

当空间站时代到来时,各种飞行器,包括载人空间飞行器将飞行在低地球轨道。为了这些飞行器的飞行,只由地面站直接进行控制是不够的。因此,日本决定研制自己的数据中继卫星系统,以促进日本的空间活动。另一方面,日本认为:国际合作也是必不可少的。在这些情况下,日本宇宙开发事业团(NASDA)正在进行日本数据中继和跟踪卫星系统(DRTSS)的研制。该卫星的飞行目的如下: 1.传输不能由星上磁带记录器存储的地球观测数据;     

星间网络可靠传输重传机制分析

针对星间网络特点和数据可靠传输要求,提出分段重传和端-端重传两种重传机制,重点对星间网络多跳传输场景下,单包和多包可靠传输在两种重传机制的性能表现和影响条件进行分析.分析和仿真结果表明,重传机制对单包传输影响不大,而分段重传机制更适合于多包传输,特别是在跳数、包数和丢包率较大时,能达到较高的传输效率.     

基于ECSS标准的航天器姿轨控系统内1553B总线数据协议设计

摘要： 国内外航天器姿轨控系统广泛应用基于1553B内总线的体系结构.针对国内航天器姿轨控系统内部1553B总线数据协议不统一带来的可集成性、可扩展性和通用性差的问题，本文设计了基于ECSS标准的姿轨控系统内1553B数据总线协议，从姿轨控系统内部总线数据业务需求分析出发，提出了四层结构的数据协议体系结构，重点介绍了在应用支持层和链路服务层应用ECSS标准的总线协议设计，并说明了协议的应用情况.应用该国际通用的标准协议，有助于实现国内航天器姿轨控系统内1553B总线数据协议的标准化，进而提升姿轨控系统体系结构的可集成性、可扩展性、以及星载设备(含软件)的通用化.     

Small satellite survey mission to the second Earth moon

This paper presents an innovative space mission devoted to the survey of the small Earth companion asteroid by means of nano platforms. Also known as the second Earth moon, Cruithne, is the target identified for the mission. Both the trajectory to reach the target and a preliminary spacecraft budget are here detailed. The idea is to exploit high efficient ion thrusters to reduce the propellant mass fraction in such a high total impulse mission (of the order of 1e6 Ns). This approach allows for a 100 kg class spacecraft with a very small Earth escape energy (5 km²/s²) to reach the destination in about 320 days. The 31% propellant mass fraction allows for a payload mass fraction of the order of 8% and this is sufficient to embark on such a small spacecraft a couple of nano-satellites deployed once at the target to carry out a complete survey of the asteroid. Two 2U Cubesats are here considered as representative payload, but also other scientific payloads or different platforms might be considered according with the specific mission needs. The small spacecraft used to transfer these to the target guarantees the manoeuvre capabilities during the interplanetary journey, the protection against radiations along the path and the telecommunication relay functions for the data transmission with Earth stations. The approach outlined in the paper offers reliable solutions to the main issues associated with a deep space nano-satellite mission thus allowing the exploitation of distant targets by means of these tiny spacecraft. The study presents an innovative general strategy for the NEO observation and Cruithne is chosen as test bench. This target, however, mainly for its relevant inclination, requires a relatively large propellant mass fraction that can be reduced if low inclination asteroids are of interest. This might increase the payload mass fraction (e.g. additional Cubesats and/or additional scientific payloads on the main bus) for the same 100 kg class mission.     

空间惯性定向姿态卫星数传链路设计

对于采用空间惯性定向姿态的卫星,其在数传设备工作期间不能保证固定安装在星体上的发射天线波束准确指向地面站,这给有效载荷高速数传提出更高技术要求. 研究了这类卫星在轨运行时其姿态相对地面站的变化规律,利用STK软件提供的卫星轨道仿真分析结果,寻找数传天线波束中心轴的较好指向,得到不同天线波束宽度能够实现的卫星对地数传时间. 通过研制140°波束范围内0dBi增益天线,在链路设计上保证了传输速率85Mbit·s-1时有足够的余量. 在星载设备小型化约束（质量10kg、功耗80W）条件下,采用小型化宽波束天线以及固态功放解决了空间惯性定向姿态卫星的有效载荷数据传输问题,设计方案满足相关任务要求.      

中国首次火星探测任务有效载荷地面综合测试系统设计

介绍了中国首次火星探测任务有效载荷分系统的试验矩阵,以及地面综合测试系统的技术要求。面向2个探测器、5种场景的测试任务需求,设计由接口适配、业务处理、数据管理组成的3层统一架构,实现了不同场景下测试系统的功能和外部接口适配;根据星上科学数据处理与传输机制,设计地面科学数据处理流程,满足了13类载荷科学数据判读需求;针对单星1 900维工程遥测、400条数据注入指令的高维特性,设计基于规则的数据判读软件,实现了载荷遥测数据及数据注入指令的自动化判读。任务执行结果表明该系统满足不同试验模式下有效载荷测试任务的需求,有效保障了载荷测试任务的顺利实施。     

批产航天器自测试系统设计

集成快检、存储快检与射前快检成为批产航天器亟待解决的问题。传统航天器综合测试模式存在测试效率低、测试改装部署繁琐、测试成本高、测试周期长和难以深入产品内部探查的问题,不能很好地适应批产研制与测发需求。针对该问题,从航天器可测试性与自测试设计出发,研究航天器自测试功能单元的设计方法、自测试通信交互模式、基于结构模型与行为模型的自测试诊断模型设计方法,设计了分层的自测试系统架构,通过总线快速调度自测试流程,提升快速检修能力,满足批产航天器快检需求。     

基于观测器的平台无陀螺姿态复合控制

针对超静卫星星体平台无陀螺、载荷敏感器与星体平台执行机构非共基准安装时整星存在姿态异位控制问题,提出了一种基于观测器估计星体平台姿态的复合控制方法。首先,建立星体平台/Stewart平台/载荷的动力学模型,并获得Stewart平台作动器关节空间的等效动力学模型。针对关节空间等效模型,设计super twisting观测器,以作动器平动位移为输入,以载荷和星体平台之间的相对姿态和角速度为输出,实现星体平台姿态和角速度估计。其次,以载荷测量姿态信息为输入,设计Stewart作动器的积分滑模控制律,实现载荷高精度指向控制。以观测器估计的星体平台姿态信息为输入,设计星体平台控制器实现星体平台的稳定控制。Lyapunov稳定性分析表明所设计的观测器和控制器能够保证闭环系统渐近稳定。数学仿真结果表明：在星体平台有陀螺时,载荷能够实现0.1″指向精度;在星体平台无陀螺时,采用观测器估计星体平台姿态并进行控制,载荷亦可实现0.1″指向精度。     

基于脉冲超宽带的星载高速无线数据网络设计

针对卫星内高速数据通信现有的点对点LVDS线缆通信带来的线缆束缚、布局困难、成本增加的难题，提出一种基于脉冲超宽带的星载高速无线数据网络设计方案，介绍了脉冲超宽带收发机、高速无线网络协议和无线网络节点软硬件设计的关键技术.发射机采用阶跃恢复二级管（SRD）产生皮秒级脉冲信号；超宽带脉冲接收采用幅度检测方法；无线高速网络协议设计参考美国军用数据总线标准MIL-STD-1553B协议，采用时分制指令响应机制，对1553B标准的许多指标进行扩展以适应UWB无线信道和高速传输特点，并通过FPGA成功实现.测试显示，地面演示系统应用层数据传输误码率小于10-9，表明了基于脉冲超宽带的星载高速数据网络设计的可行性和可靠性.      

Development of in-situ Space Debris Detector

Due to high relative velocities, collisions of spacecraft in orbit with Space Debris (SD) or Micrometeoroids (MM) can lead to payload degradation, anomalies as well as failures in spacecraft operation, or even loss of mission. Flux models and impact risk assessment tools, such as MASTER (Meteoroid and Space Debris Terrestrial Environment Reference) or ORDEM (Orbital Debris Engineering Model), and ESABASE2 or BUMPER II are used to analyse mission risk associated with these hazards. Validation of flux models is based on measured data. Currently, as most of the SD and MM objects are too small (millimeter down to micron sized) for ground-based observations (e.g. radar, optical), the only available data for model validation is based upon retrieved hardware investigations e.g. Long Duration Exposure Facility (LDEF), Hubble Space Telescope (HST), European Retrievable Carrier (EURECA). Since existing data sets are insufficient, further in-situ experimental investigation of the SD and MM populations are required. This paper provides an overview and assessment of existing and planned SD and MM impact detectors. The detection area of the described detectors is too small to adequately provide the missing data sets. Therefore an innovative detection concept is proposed that utilises existing spacecraft components for detection purposes. In general, solar panels of a spacecraft provide a large area that can be utilised for in-situ impact detection. By using this method on several spacecraft in different orbits the detection area can be increased significantly and allow the detection of SD and MM objects with diameters as low as 100 μm. The design of the detector is based on damage equations from HST and EURECA solar panels. An extensive investigation of those panels was performed by ESA and is summarized within this paper. Furthermore, an estimate of the expected sensitivity of the patented detector concept as well as examples for its implementation into large and small spacecraft are presented.     

星载子网1553B总线数据传输与管理

卫星正常运行要求星载子网的数据传输管理需具备可靠性、安全性与实时性,能够在规定的时间内完成传输任务,因此需要设计一种合理的数据传输管理方案来满足要求。考虑到1553B总线的数据传输具备速率高、可靠性好和实时性强等优点,选取1553B总线作为星载子网的数据总线,并提出了一种适用的数据传输管理方案。方案合理设计了星载子网的消息结构、消息种类、组网方式、消息传输机制、消息传输流程、消息传输时隙等。最后通过搭建测试平台对传输管理方案进行测试,测试结果表明此方案传输速率高、误码率低、实时性强,可以满足要求。     

星载子网1553B总线数据传输与管理

卫星正常运行要求星载子网的数据传输管理需具备可靠性、安全性与实时性，能够在规定的时间内完成传输任务，因此需要设计一种合理的数据传输管理方案来满足要求。考虑到1553B总线的数据传输具备速率高、可靠性好和实时性强等优点，选取1553B总线作为星载子网的数据总线，并提出了一种适用的数据传输管理方案。方案合理设计了星载子网的消息结构、消息种类、组网方式、消息传输机制、消息传输流程、消息传输时隙等。最后通过搭建测试平台对传输管理方案进行测试，测试结果表明此方案传输速率高、误码率低、实时性强，可以满足要求。