太阳极紫外成像仪光学系统研制

文章针对太阳观测的物理需求,完成了角分辨率优于1″的太阳极紫外成像仪光学系统的研制。该系统采用经典卡塞格林光路结构。使用ZEMAX软件对所设计的光学系统进行分析,结果表明其在视场角±17′内的光斑均位于1个像素(13.5μm×13.5μm)范围内。在光学系统研制完成后,采用一种间接方法来检测光学系统角分辨率:首先利用ZYGO干涉仪检测光学系统的波像差,再根据检测的出瞳面上的波像差结果,计算出光学系统在19.5 nm工作波段的点扩散函数;结果表明,光学系统在视场角±17′的范围内,像素环围能量比均优于80%,在19.5 nm波段的角分辨率优于1″。     

N形缝光线引入器太阳敏感器技术研究

为适应微小卫星发展的需求,提出了基于线阵电荷耦合器(Charge Coupled Devices, CCD)的N字形狭缝数字太阳敏感器研究方案,以减小系统功耗并降低系统复杂度。该方案通过采用带有N字形狭缝的光线引入器以及单个线阵CCD作为光线探测器,实现了太阳敏感器对两轴太阳角的精确计算。提出利用迭代算法和修正系数对系统折射误差进行修正的方法,进一步结合质心算法,能够快速准确修正系统误差,提高系统精度和分辨率。N型数字太阳敏感器视场角可达(±60°)×(±60°),在整个视场范围内定姿精度优于0.1°,功耗 300mW。该数字太阳敏感器具有低功耗、大视场角和高精度的特点,设计、算法均大大简化,实现了太阳敏感器的微型化,在各种微小卫星上有广阔的应用前景。     

一种采用双视场星敏感器的飞行器姿态角快速、高精度测量方法

针对姿态经常机动的飞行器之间建立激光通信问题,研究了一种针对这种飞行器的姿态角高精度、快速测量新方法.这种姿态角测量方法采用一种由宽、窄两种视场组成的双视场星敏感器,并以0轨道飞行器应用为例进行了姿态角测量仿真:其中的宽视场用于识别北极星,窄视场用于跟踪北极星;通过对北极星方向矢量测量值与其理论值进行比较精确求出了偏航、俯仰和滚动三个姿态角.分析表明,姿态角的角分辨率小于1″;测量过程不需要耗时的星图数据库搜索,一帧图像就可以完成一次快速测量.     

软限幅对非相干FSK接收机的影响

本文分析了软限幅器对非相干FSK接收机的影响,得到了不同限幅幅度时的接收机的输出信噪比和误码率。当输入信噪比比较低时,软限幅比硬限幅好,适当的软限幅能改善接收机的性能。     

遥感卫星全视场成像质量仿真方法研究

基于卫星工具包(STK)和MATLAB软件,提出了一种对卫星全视场成像进行物理建模分析的交互仿真方法。以一颗运行在650km高度的太阳同步轨道、具有侧摆能力的遥感卫星为例,对相机在运动中的全视场积分时间偏差和全视场偏流角修正残差进行了仿真分析。仿真结果表明,文章提出的方法能够较精确地对相机在轨全视场的成像质量进行分析,从而可用于在轨成像性能预估。该仿真方法还能以卫星工程数据作为输入,用于卫星星上算法验证、在轨误差分析补偿等方面,为保障卫星在轨成像质量发挥作用。     

一种新的微弱GPS信号捕获算法研究

提出一种新的适用于GPS软件接收机的微弱GPS信号捕获算法。这种算法结合软件接收机中常用的循环相关和非相干的方法,采用相邻历元数据相乘的方法消除了非相干处理中的平方损耗。分析如何利用这种算法确定采样频率、相干积分时间、非相干积分时间等参数,并且对算法的性能进行验证。     

基于数字多波束星载多通道VDES设计

阐述了甚高频数据交换系统(VDES)系统产生背景,针对目前普遍存在的系统通信速率受限以及自动识别系统(AIS)时隙冲突问题,提出一种全双工射频通信频段设计方法和时隙冲突解决途径。通过采用多个射频通道以及多个波束合成,利用阵列天线和数字波束合成(DBF)技术,将卫星大覆盖范围划分为多个相互独立区域,缩小单个天线波束视场覆盖范围,减少单波束范围内船舶数量,能有效降低AIS信号时隙冲突。以600 km卫星轨道为例,介绍了8通道及8个波束DBF设计方法,对波束视场和天线增益等进行了仿真计算。结果表明:多波束可覆盖±42°视场角范围,单波束视场角最大为±14°。     

遥感卫星载荷海洋耀斑观测几何模型研究

为研究遥感卫星观测海洋耀斑时耀斑观测角度及耀斑长度的变化规律,为遥感载荷视场设计提供基础参考数据,文章在假设海洋表面完全反射的基础上,建立了卫星载荷海洋耀斑观测的完全几何模型,确定了卫星观测海洋耀斑的镜面反射极限位置,并建立方程组求取耀斑观测边缘视场指向角,以此获取耀斑观测角和耀斑长度。结合轨道仿真软件(Satellite Tools Kit,STK),以夏至日和冬至日的太阳同步轨道为算例,完成边缘视场耀斑观测指向角、耀斑观测角、耀斑长度的计算。结果表明,耀斑观测参数呈现明显的轨道周期特性,两个耀斑观测边缘指向角在冬至日和夏至日变化趋势相似,但变化范围不同;耀斑观测角呈类正弦变化,最大约为0.43°;耀斑长度夏至日时在0~29.2km范围内变化,冬至日时在0~29.7km范围内变化。通过STK软件生成的耀斑观测指向角与文章模型生成的耀斑观测边缘视场指向角进行对比验证,表明耀斑观测几何模型正确、合理,可为卫星遥感载荷的海洋耀斑观测或规避提供理论依据和边界条件。     

升力式航天器太阳同步冻结回归轨道保持策略

针对超低轨道升力式航天器对地观察的优势及其高机动特性，设计了一种近地点位于临近空间的太阳同步冻结回归轨道，并对气动力辅助与发动机推力相结合的轨道保持策略进行了研究。策略将轨道保持过程分为3个阶段：第1阶段自远地点飞向大气层，不施加控制；第2阶段在大气层内飞行，通过控制攻角和倾侧角调整航天器所受气动力，小幅改变轨道的升交点赤经；第3阶段自跃出大气层到远地点，利用轨控发动机调整轨道参数，回到远地点时除升交点赤经其他轨道参数不变。以燃料最省为性能指标，对轨道保持策略进行了仿真分析，结果表明可以实现14.7天太阳同步冻结回归轨道的在轨运行。     

防空导弹中的连续波雷达

介绍连续波雷达的性能及其在防空导弹中应用的概况,并对连续波雷达半主动寻的系统、导引头及跟踪照射雷达站的工作原理和特点作了说明,最后综合论述连续波雷达新技术的进展,这包括低噪声连续波发射、泄漏对消、中频相干对消、正交对消、倒置接收机以及取消宽角照射天线、取消尾部接收机等技术.     

联合攻角约束视场角和落角的末制导律设计

以期望落角击中目标能增强弹药毁伤目标效能,传统比例导引不能对落角进行控制,因此,提出以带重力补偿的比例导引律为基础,设计了基于变参数滑模调节项和视线偏差比例项组成的落角约束变结构偏置项,构成了比例导引加偏置项形式的末制导律。设计了指数形式视场角约束带通型系数,乘上偏置项约束视场角,并可设置缓冲区限制该系数作用范围,限制偏置项值在允许极限攻角对应极限过载内以约束攻角。通过对比仿真,验证了该末制导律的有效性和鲁棒性,表明了本方法具有更小的落角偏差和末端攻角又不失高制导精度,对剩余时间估计误差容忍性更好,同时保证视场角不超限,有利于导引头持续跟踪目标。     

相干光接收机时钟恢复算法的FPGA实现

低轨小卫星在进行相干激光通信时，需要实时解决发射端与相干光接收机之间存在的时钟偏差问题。分析了时钟偏差对相干光接收机性能的影响，设计了一种基于Gardner算法的并行化时钟恢复反馈环路来对时钟的偏差进行纠正，对各组成部分的原理进行了说明，并在现场可编程逻辑门阵列FPGA上实现了该算法，将 5 GSa/s 的采样信号在 FPGA 中以 156.25 MHz 主频，分为并行 32 路完成时钟同步处理，且实时时钟同步算法仅占用 FPGA 的 590 个自适应逻辑块和 4 个乘法器单元。同时，采用自研的集成化相干光通信模块，演示了 10 Gb/s 偏振复用正交相移键控 PM-QPSK 相干光通 信系统实验。实验结果证明该方案能稳定地补偿本地采样时钟的频率和相位偏移带来的采样定时误差。以 7%开销硬判 决前向纠错码 HD-FEC（Hard Decision Forward Error Correction）为门限，系统的灵敏度优于–51 dBm。     

视场约束的交会对接V-bar撤离控制研究

利用解析和数值结合的方法研究了在视场约束条件下交会对接V-bar撤离的控制问题。描述了交会对接V-bar撤离的径向冲量机动方案，说明了径向机动撤离方案具有减少羽流污染和故障情况下能够避免飞行器碰撞的优点。基于CW方程推导出了机动点位于V-bar上的特殊情况下径向冲量和视场角的解析公式，同时也得到了求最大视场角时刻和冲量作用后V-bar方向撤离距离的计算公式。对于任意机动点的一般情况，得到了求解径向冲量和视场角关系的非线性方程，这一方程可利用数值方法求解。最后，通过数值仿真验证了该方法的正确性。     

基于叉积鉴频器的π/4-QPSK信号数字化解调

π/4-QPSK差分解调方式在快衰落瑞利移动信道下,具有较相干检测更优的性能,且解调速度快。但是,在突发通信中有时却存在相当大的载波频偏,导致接收机不能正常工作。如果能采用叉积鉴频法对大频偏进行有效校正,则可将载波残差控制在允许的范围内,从而提高接收系统的非相干解调性能。仿真结果表明,基于叉积鉴频器的π/4-QPSK信号数字化差分解调方法可在大频偏突发通信中取得良好的解调性能。     

多普勒非对称空间外差干涉仪调制度分析

多普勒非对称空间外差光谱仪是近年得以迅速发展的新型中高层大气风场探测仪器,具有视场展宽、大光通量、高光谱分辨和多谱线同时探测等特点。该仪器的干涉调制度是影响风场反演精度的关键指标。文章基于非对称空间外差光谱技术基本原理,推导了干涉仪视场展宽前后的干涉理论积分公式,分析了干涉调制度与仪器视场角、最优光程差的关系,通过对干涉方程中像元采样积分推导得到干涉调制度与采样间隔的理论形式,仿真了干涉调制度与仪器视场角、最优光程差和采样间隔的定量关系曲线,并通过实验室搭建试验装置对分析结果进行验证。研究结果表明:随着非对称空间外差干涉仪视场角和光程差偏置量的增加,干涉调制度降低;调制度沿着波数增大的方向上升,在同一波数处,随着采样间隔的增加,干涉调制度降低。理论分析和试验测量结果调制度最大偏差0.02,分析与实测结果一致性较好。     

GPS接收机的相干干扰

简述了相干干扰的原理,分析并实验验证了GPS接收机的定位位置只与其接收天线有关,提出了4种相干干扰方法,认为分布式转发干扰方法更好。     

半主动激光导引头光学系统设计及线性度分析

文章阐述半主动激光导引头的工作原理,分析四象限探测器输出信号与目标位置之间的关系,并对四象限探测器光斑能量分布关系与线性度进行推导;设计单片透镜、双片透镜组、三片透镜组3款不同的光学系统,以光斑能量照度信息为基础,分析特定视场角范围内光学系统的线性度,最后得到在±15°视场角中线性视场可达±8°的光学系统。     

视场角受限的三维攻击角度控制导引律

考虑末制导阶段捷联导引头视场角限制及攻击角度约束,提出一种基于三维比例导引攻击角度控制的导引律。首先,利用三维矢量制导模型和四元数理论实现三维比例导引的攻击角度预测,进而基于空间几何原理设计一种能够满足视场角约束的三维比例导引攻击角度控制方法。对闭环制导动力学进行分析,并采用李雅普诺夫原理证明视场角受限情况下的制导误差收敛性。分析该制导方法在导弹速度大小变化情况下的轨迹不变性,进而保证制导方法在速度大小变化情况下的有效性。理论分析和仿真校验结果说明了该方法的正确性和有效性。提出的方法可为视场角受限下的攻击角度控制导引律设计提供参考。     

横滚-俯仰式红外成像导引头盲区跟踪控制方法研究

为解决空空导弹极坐标稳定平台在小离轴角附近的中心盲区,尤其是在小视场角时目标的可能丢失,对横滚-俯仰式红外成像导引头盲区跟踪控制方法进行了研究。建立了不同坐标系,用像平面几何方法给出了极坐标稳定平台盲区的数学描述。提出了盲区控制方法:用跟踪微分器实现不依赖于模型的预测滤波,形成含预测滤波的指令规划;用指令规划系统进行光点坐标解算、像点坐标合成、指令优化、预测滤波与规划,避免像点飞出瞬时视场。对目标始终在盲区内和跨越盲区两种运动方式进行了仿真,结果表明:前者的目标始终在导引头视场内,后者的失调角更小,可用适当的控制律保证导引头不丢失目标,方法合理有效。     

卫星表面物体反射光对太阳敏感器的影响分析

太阳敏感器是卫星姿态确定和控制的关键产品,在轨工作时,可能会受到卫星表面物体反射光等杂反光的影响,反射光进入到太阳敏感器视场后,会对敏感器造成干扰,导致控制系统做出误判。文章在分析卫星表面物体对太阳敏感器的遮挡及反射光特性的基础上,提出了一种定量计算卫星表面物体反射光强度的方法;并以某卫星为例,计算了卫星表面物体反射进入太阳敏感器的太阳光强度;在此基础上,提出了合理选择卫星外表面热控材料以降低反射光影响的措施。