故障安全设计在国内外同步轨道卫星中的应用

故障安全设计是确保同步轨道卫星长寿命、高可靠运行的关键因素之一.本文首先对国外具有代表性的同步轨道卫星故障安全设计进行了详细的调研;然后简要描述了国内同步轨道卫星故障安全设计的特点,提出了自己的看法;最后综合国内外调研状况,对未来中国同步轨道卫星故障安全设计提出了建议和意见,以期为中国同步轨道卫星故障安全设计提供有益的借鉴,切实提高中国同步轨道卫星的可靠性.     

严格回归轨道的管道导航方法研究

分析了作为参考轨道的严格回归轨道与卫星在轨运行状态的相对运动关系,提出近地遥感卫星的管道导航方法。由于参考轨道的设计只考虑高精度的地球非球形摄动,与在轨卫星的动力学环境存在差别,这导致两者之间存在切航向漂移。基于高精度的轨道动力学模型和位置确定方法,设计了卫星与参考轨道采样点的沿航向对齐算法,从而获取了卫星相对参考轨道采样点的相位时间偏差和卫星在参考轨道编队坐标系切航向平面内的相对运动轨迹,进而引入椭圆的“最小二乘适配法”获取相对运动轨迹的特征量。所研究的管道导航方法可应用于基于GNSS测量数据的卫星自主轨迹保持。     

地球观测卫星的轨道捕获和轨道保持

<正> 地球观测卫星利用星上遥感设备对地球进行观测,以获取各种地面信息.这种卫星通常选取太阳同步兼回归轨道.在太阳同步轨道上,运动的卫星在相同的地方时经过观测区域,卫星摄影时,太阳高度角基本相同;选取回归轨道,其目的是使卫星在运行一个回归周期以后,又重复原先的地面轨迹,这就可以满足用户对同一目标多次重复观测的要求.美国陆地卫星、泰罗斯、依托斯、雨云及法国的地球资源卫星均设计为这样的轨道.     

陆探一号卫星严格回归轨道管道导航在轨应用与验证

严格回归轨道的设计基于高阶次的地球非球形引力场模型,属于太阳同步回归、冻结轨道,回归周期始末的地固系空间轨迹高度重合.卫星在轨的自主管道导航以地面设计的严格回归轨道作为参考轨道,卫星与参考轨道形成一个虚拟编队.严格回归轨道的设计未考虑大气阻力,卫星在轨由于大气阻力导致的轨道衰减可由自主定轨与参考轨道的偏差进行估算.为了实现参考轨道的重复使用,严格回归轨道的设计也未考虑历元相关的日月三体引力等摄动影响,轨道倾角的长期运动和周期运动规律需要结合在轨数据进行辨识.本文应用陆探一号的在轨遥测数据,对上述轨道运动特性进行了分析.     

太阳电池阵极月轨道在轨热分析

以极月轨道上太阳电池阵作为研究对象,详细分析了该轨道上电池阵所得各外热流的确定方法.以此为基础,对太阳电池阵进行在轨温度数值模拟,得到月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布.计算结果与地球卫星的相应数据进行比较,明确了月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布特点,为月球卫星上太阳电池阵以及整个卫星的设计提供了有利的数据参考.      

地球同步轨道光学遥感卫星高精度高稳定度控制技术

介绍了我国新一代地球同步轨道光学遥感卫星控制系统的组成及技术特点,给出了关键部件的技术指标.描述了高轨遥感卫星在高精高稳快速机动、适应斜切遮光罩的全自主阳光规避、地速补偿以及高定位精度设计和实现的控制策略,给出的在轨实际数据遥测曲线验证了设计和实现的正确性,为我国后续更高分辨率地球同步轨道光学遥感卫星的发展奠定了坚实基础.     

一种兼顾不同轨道姿态的卫星热控优化设计方法

分析了传统卫星的热控设计方案,提出一种能够同时满足太阳同步轨道和倾斜轨道条件的卫星热设计优化方法.基于该优化方法对某卫星在两种轨道条件下进行了热仿真分析,并对太阳同步轨道条件下的卫星进行热平衡试验和在轨验证.研究结果表明,采用该优化方法可减少倾斜轨道条件下卫星热设计的地面试验验证,缩短卫星研制周期并显著节约成本.研究结果可为卫星热控设计优化提供参考.      

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。      

单自由度太阳帆板极月轨道月球卫星的初步热分析与热设计

对国外极月轨道月球卫星的热设计进行了概述,并以一个极月轨道月球卫星为例,介绍了采用单自由度太阳帆板技术的某极月轨道月球卫星.针对该卫星,对其奔月飞行和在极月轨道上环月运行时的外热流与空间散热问题进行分析,根据分析结果,初步提出了该卫星的热设计方案,重点对有效载荷热控问题, ±y侧仪器设备的热控问题,以及热控百叶窗的应用技术等进行了描述.     

光压摄动对卫星姿态轨道耦合的影响分析

随着卫星对地测量精度要求的不断提高, 对卫星轨道的精度要求也随之提高. 目前Topex, Jason-1, Jason-2等一系列海洋测地卫星的轨道计算精度已经达到厘米量级, 相应对卫星动力学模型的要求也越来越精细. 以Topex海洋测地卫星为背景, 考虑卫星帆板有规律的运动, 将其几何形状简化为高精度轨道计算中比较通用的Boxing-Wing模型, 计算了Topex卫星的Boxing-Wing模型在轨运行中受到的太阳光压力及光压力矩. 考虑卫星姿态和轨道耦合的情况下, 计算了太阳光压力及光压力矩对Topex卫星轨道半长轴和卫星姿态的影响. 通过一个轨道周期的计算可知, 光压对卫星轨道半长轴的影响大约为9cm, 对卫星滚动角和俯仰角的影响在6°左右, 因此, 在高精度的轨道计算和姿态控制中这个影响是应该考虑的.      

典型弱浮力环境下导线绝缘层的着火先期特性

根据实践十号（SJ-10）科学卫星导线特性箱有效载荷的地面低压模拟实验,通过搭建低压微重力模拟实验台,研究了典型低压弱浮力（3kPa）环境下不同绝缘层种类、厚度和过载电流对导线绝缘层着火先期特性的影响.实验获得了导线绝缘层着火先期的温升特性和烟气析出特性,并根据对比常压（1atm）下绝缘层着火先期特性的结果,初步预测了微重力条件下卫星在轨飞行绝缘层的着火先期特性,低压实验结果为SJ-10卫星空间实验工况优选提供了重要依据.      

同步轨道通信卫星占频保轨现象分析与实测

为了应对国际电信联盟对卫星频轨资源的相关规定,卫星运营商可能会选择将卫星送至另一个不同的轨位并连续保持90天来启用该位置的频率指配.这种变轨行为称作"占频保轨",是一些同步通信卫星的常规操作.本文以国际通信组织的INTELSAT系列卫星为研究对象,基于双行根数(TLE)和SGP4/SDP4模型计算了 67个INTELS...     

利用TLE数据分析LEO卫星轨道异常的新方法——————综合判据法

及时准确地发现在轨卫星的轨道异常意义重大. 通过有效的异常算法, 能够找出发生轨道异常的碎片或航天器, 为空间碎片碰撞预警系统分析和验证碰撞事件提供数据支持. 通过对利用TLE (Two Line Elements)数据分析LEO在轨卫星轨道异常的方法研究, 提出了一个利用单个卫星相邻根数时间差控制加综合判据的判别方法. 分析表明, 相对于取单一因素阈值的判别方法, 综合判据法能够最大限度地减少漏判, 并且保持相对较高的判断准确率.      

中轨道Walker导航星座在轨备份方案优化设计

针对中轨道Walker导航星座在轨备份方案的优化问题,首先提出了在轨备份星轨位优化设计方法,考虑星座运行期间在轨备份星与工作卫星存在共同提供服务的情况,选取PDOP值和可见卫星数作为轨位优化指标,建立了轨位优化模型,并基于NSGA-Ⅱ算法对不同轨位下在轨备份星对导航星座服务性能的提升效果进行仿真分析;然后,基于在轨备份星轨位的优化结果,建立在轨备份星替换的轨道机动模型,并综合考虑速度增量和替换时间,确定了以替换时间最少为优化目标的在轨备份星替换方案。结果表明,提出的在轨备份方案能有效满足备份星的设计需求,增强导航星座的服务性能,实现故障卫星的快速替换,可为导航星座备份星的建设提供借鉴。     

环境C卫星热系统设计与在轨验证

根据环境C卫星的自身特性, 采用以被动式热控制为主和主动热控制为辅的控制方式, 对环境C卫星进行热系统设计. 通过研究环境C卫星的热控设计原则、热设计状态及已解决的关键问题, 对其在轨飞行温度数据进行了分析. 在轨飞行遥测结果表明, 环境C卫星热控系统方案合理, 工作稳定, 性能良好. 星上设备温度环境很好地满足了设计要求.      

小卫星三轴稳定模式下的有限推力轨道转移

由搭载方式发射的小卫星,通常需要变轨才能进入自己的工作轨道。这种变轨一般由小推力发动机执行,传统的冲量变轨方法存在较大局限性。文章研究了在小推力作用下,小卫星由椭圆停泊轨道进入共面圆工作轨道的点火信息求解方法;给出对地定向三轴稳定模式下和俯仰角偏置三轴稳定模式下的变轨控制仿真结果;提供了对任务设计有参考价值的结论。     

基于机动力模型的GEO卫星恢复期间定轨

北斗卫星导航系统(BDS)中GEO卫星频繁的轨道机动对高精度、实时不间断的导 航服务需求提出了更高要求, 如何在短弧跟踪条件下提高GEO卫星轨道快速 恢复能力, 是提升导航系统服务精度的关键因素. 针对该问题, 本文提出了基 于机动力模型的动力学定轨方法, 尝试利用高精度的C波段转发式测距数据, 辅 以机动期间的遥测遥控信息建立机动力模型, 联合轨控前后的观测数据进行动 力学长弧定轨. 利用BDS中GEO卫星实测数据进行了定轨试验与分析, 结果表明, 恢复期间需要采用解算机动推力的定轨方法, 联合机动前、机动期间和机 动后4h数据定轨的轨道位置精度在20m量级, 径向精度优于2.5m. 该方 法克服了短弧跟踪条件下动力学法定轨和单点定位中的诸多问题, 提供了解决 GEO卫星机动后轨道快速恢复问题的技术方法.      

Orbit determination of BeiDou navigation satellite system maneuvered satellites based on instantaneous velocity pulses parameters

The BeiDou navigation satellite system (BDS) comprises geostationary earth orbit (GEO) satellites as well as inclined geosynchronous orbit (IGSO) and medium earth orbit (MEO) satellites. Owing to their special orbital characteristics, GEO satellites require frequent orbital maneuvers to ensure that they operate in a specific orbital window. The availability of the entire system is affected during the maneuver period because service cannot be provided before the ephemeris is restored. In this study, based on the conventional dynamic orbit determination method for navigation satellites, multiple sets of instantaneous velocity pulses parameters which belong to one of pseudo-stochastic parameters were used to simulate the orbital maneuver process in the orbital maneuver arc and establish the observed and predicted orbits of the maneuvered and non-maneuvered satellites of BeiDou regional navigation satellite system (BDS-2) and BeiDou global navigation satellite system (BDS-3). Finally, the single point positioning (SPP) technology was used to verify the accuracy of the observed and predicted orbits. The orbit determination accuracy of maneuvered satellites can be greatly improved by using the orbit determination method proposed in this paper. The overlapping orbit determination accuracy of maneuvered GEO satellites of BDS-2 and BDS-3 can improve 2–3 orders of magnitude. Among them, the radial orbit determination accuracy of each maneuvered satellite is basically better than 1 m. simultaneously, the combined orbit determination of the maneuvered and non-maneuvered satellites does not have a great impact on the orbit determination accuracy of the non-maneuvered satellites. Compared with the multi GNSS products (indicated by GBM) from the German Research Centre for Geosciences (GFZ), the impact of adding the maneuvered satellites on the orbit determination accuracy of BDS-2 satellites is less than 9 %. Furthermore, the orbital recovery time and the service availability period are significantly improved. When the node of the predicted orbit is traversed approximately 3 h after the maneuver, the accuracy of the predicted orbit of the maneuvered satellite can reach that of the observed orbit. The SPP results for the BDS reached a normal level when the node of the predicted orbit was 2 h after the maneuver.