维珍空射小运载获意小卫星发射合同

<正>意大利小卫星制造商Sitael公司已同维珍轨道签署了一颗技术验证卫星的发射合同。这颗卫星名为"微型霍尔效应推力器卫星"(μHETsat),将在明年年中由运载器一号空射型小运载发射,用于试验Sitael同欧空局和意大利航天局合作研制的一种新型电推进系统。μHETsat是首颗上天的全电微型卫星。维珍轨道公司正在为明年启动"运载器一号"的商业服务做准备。该火箭低地轨道运载能力为500千克,已确定的用户     

基于射频敏感器的卫星三轴姿态确定方法研究

带有大型网状展开天线的同步轨道移动通信卫星,一般通过卫星本体的姿态控制间接保障星上通信天线的指向精度,难以避免天线因自身安装、变形、挠性振动等引起的指向误差.提出直接利用射频敏感器测量的信标信号误差确定卫星三轴姿态,并计算天线保持目标指向所需三轴姿态角偏差,通过卫星姿态控制系统实时或离线姿态修正以保证天线指向精度.利用数学仿真方式验证算法正确性和有效性.     

磁控小卫星周期时变的比例微分控制设计方法

在极地圆轨道上工作的对地定向磁控小卫星,其动力学方程是一个线性周期系统。根据极地轨道地磁场变化的特性,利用卫星的姿态角和姿态角速度作为反馈信号,提出也一种采用磁力矩器的比例微分控制规律设计方法。     

欧洲小卫星为何步履蹒跚

欧洲对于发展小型、廉价卫星进行科学、技术和环境试验也颇感兴趣,并提出过若干飞行任务的设想。但是,至今还没有见大的行动。其主要原因是缺少欧洲自己的可用于发射小型卫星的运载器。欧洲需要一种能够把小型有效载荷送入轨道,而其价格能随有效载荷相应降低的运载器。由于没有合适的小型运载器,大多数质量小于1000千克的卫星,至今尚处于初步设计阶段。那末,欧洲为什么不赶紧研制小型运载器呢?欧洲各国政府和工业界的人士认为,这是一个长期以来困扰欧洲航天界的“先有鸡还是先有蛋”的问题。如果没有配套的小运载器,小卫星就吸引不了用户,就没有生命力;但是,如果看     

维珍银河获得4次发射任务

正维珍银河公司同澳大利亚空天全球公司签署了涉及4次发射的一份合同,将采用"运载器一号"空射型火箭为空天全球公司拟建设的卫星星座部署卫星。每次发射将携带多颗卫星。合同具体条款未对外披露,但维珍银河此前曾表示"运载器一号"每次发射的费用不到1000万美元。这将是"运载器一号"执行的首批低倾角轨道发射任务,但并不清楚该火箭的波音     

印度的空间运载器

印度的第一枚加大推力卫星运载器(ASLV),由于一九八四年十一月的一次旋风毁坏了设在斯里哈里科塔的整个发射设施,估计一九八六年一月份之前不大可能进行发射,但科学工作者正为早日修复这些发射设施而日夜轮番工作。ASLV 是印度的第一枚应用型运载器。它首先将把一颗重一百五十公斤的改进型罗希尼卫星 SROSS-1送入轨道。该卫星的主要任务是监视运载器的工作性能,评定卫星自身的主要部件的在轨性能,并研究伽玛射线爆发机能。SROSS-2将进行遥感实验,载     

轨道姿态误差对TDI-CCD相机行周期及偏流角的影响分析

与其他文献的几何方法不同,本文从运动学角度出发,选定合适的参考系后,按照一系列不同坐标系的坐标转换,完成星下点运动速度矢量在敏感器坐标系的推导,把姿态、轨道、安装偏差作为相关参数,经过一系列坐标变换,表征在最终的偏流角公式及行转移频率动态公式中;在通常的对地稳定指向模式下,姿态参数和安装偏差很小,仅保留一阶小量.根据矢量表达,解析地给出行转移频率及偏流角与轨道、姿态的关系,从而方便分析误差的影响,并以几个典型的低轨为实例作了说明.     

磁定姿近地轨道卫星EKF与UKF算法比较

某近地轨道(LEO)卫星通过磁强计测量、飞轮控制和磁力矩器卸载,实现三轴姿态稳定.围绕该卫星姿态确定问题,对扩展卡尔曼滤波(EKF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)算法进行综合分析对比,最后给出该卫星姿态确定实现方法.分析了地磁模型误差、磁强计测量误差及剩磁的影响,推导了四元数均值及协方差的计算方法.分别引入EKF和UKF进行姿态确定,并讨论了影响算法性能的因素.对两种方法的估计精度、收敛时间及计算需求等指标进行了对比.最后针对该卫星姿态确定要求和硬件条件,选用EKF算法实现姿态确定,满足对地指向精度优于1°,稳定度优于0.1(°)/s的设计指标.     

印发射第四颗导航卫星

<正>3月28日,印度"极轨卫星运载器"(PSLV)XL型运载火箭在斯里哈里科塔岛萨迪什·达万航天中心发射了"印度区域导航卫星系统"(IRNSS)的第4颗卫星IRNSS-1D,使该系统达到了初步投入使用的在轨卫星数量要求,为实际验证系统方案创造了条件。卫星被送入近地点282.5千米、远地点20644千米、倾角19.2度的亚地球同步转移轨道,随后将利用星上的液体远地点发动     

卫星姿态测量信息的二阶非线性滤波技术研究

卫星应用任务要求卫星姿态在空间保持高精度定向 ,为此有必要研究精确的递推非线性姿态估计算法。文中针对星光 陀螺这种典型的三轴稳定卫星姿态确定系统模式 ,应用基于二阶泰勒级数近似得到的非线性滤波算法处理姿态测量信息 ,设计了二阶非线性姿态估计器的实现方案。在设计过程中 ,把QUEST法作为矢量观测数据压缩技术有效地结合进姿态估计器中 ,使得在多矢量观测情况下的滤波修正算法得到了简化。相同条件下的仿真测试结果证明 ,二阶非线性姿态估计器的滤波性能要优于采用扩展卡尔曼滤波技术的一阶线性姿态估计器     

欧洲研制的光学姿态敏感器

本文仅报导近几年来为欧洲空间局研制的第一代光学姿态测量敏感器,如地球敏感器、太阳敏感器、星敏感器等。这些敏感器精度不一,适用于各种轨道上的自旋或三轴稳定卫星(见表1)。地平穿越指示器(H. C. I) 其实验型已在1972年ESRO-Ⅳ卫星上飞行成功。它的工作波段为14-16.25微米,笔束型视场为3×3度。它检测地球和空间之间的辐射率梯度,笔束型视场垂直于卫星自旋轴,通过锗透镜和滤光片聚焦在锗浸没热敏电阻辐射热计上。这个敏感器连续飞行了6800圈地球轨道,检测地平穿越所达到的角精度     

一种卫星天文自主定轨定姿方法研究

利用安装在卫星上的太阳敏感器和紫外敏感器测量出的卫星—太阳、卫星—地球和卫星一月球方向矢量，并利用雷达测高仪测出的地心距作为观测量，提出采用广义卡尔曼滤波方法实时地确定卫星绕地球飞行的轨道，同时确定出卫星的对地姿态．对自主定轨进行了数学仿真，分析比较了采样周期、轨道倾角、轨道偏心率和轨道高度等因素对定轨精度的影响．总结了其变化规律，该方法可用于提高卫星自主定轨精度．     

印新型运载火箭有望年底首飞

正据印度有关航天人士称,印度新研制的"静地卫星运载器"(GSLV)3型火箭有望在年底发射重约3.2吨的"静地星"19通信卫星。这将是印度发射的最重的一颗静地轨道卫星。印空间研究组织不久将对其未来可用于航天发射的超音速燃烧冲压喷气发动机进行试验。超燃冲压发动机将能减少运载器的氧化剂携带量,有助于降     

印重型火箭计划12月份首飞

正印度空间研究组织称,其最新型的CE-20国产低温上面级发动机已进行了第三次、也是最后一次地面试车,持续时间640秒,预计"静地卫星运载器"3型火箭能够在12月份首飞。其静地转移轨道运载能力为4000千克,是"静地卫星运载器"2型火箭的两倍。1993年印度启动国产低温上面级的研制工作。CE-20是印首款采用燃气发生器循环的低温发动机,额定推力200千牛,真空比冲444秒。     

基于SOC的卫星姿轨控系统通用电模拟器设计

在某型卫星地面电联试过程中,对该卫星的姿态轨道控制系统进行接口分析及信号统计,针对其接口复杂性、信号多样性的特点,提出采用片上系统(Systemona Chip,SOC)芯片对所有部件模拟器进行通用化设计。文中给出了该型卫星通用型电模拟器硬件平台设计方案以及陀螺、反作用轮和通用接口模块的硬件配置说明,针对该型卫星姿态轨道控制系统电联试要求,对所有部件按真实接口配置成电模拟器,形成通用接口箱、敏感器电模拟器箱和执行机构电模拟器箱,并通过CAN(Controller Area Network)总线接入闭环仿真,对太阳捕获、地球捕获及正常模式进行了仿真测试,仿真结果表明通用电模拟器满足设计要求,对其他卫星的地面电联试有很好的参考价值。     

基于地标信息的星敏感器低频误差标定方法

针对星敏感器及其安装结构热变形等因素引起的星敏感器低频误差(LFE)影响卫星姿态确定精度的问题,提出了根据有效载荷提供的地标信息,采用最小二乘算法标定星敏感器低频误差的方法.考虑到卫星姿态确定系统是为有效载荷服务的,为了使卫星姿态确定系统输出的姿态信息与有效载荷相一致,从而准确反映有效载荷的指向变化情况,星敏感器低频误差的标定以有效载荷提供的地标信息为观测量进行.仿真结果表明,所提方法能够有效减弱星敏感器低频误差对卫星姿态确定精度的影响,从而提高卫星姿态确定精度.     

太空新航线

印度航天梦成真 印度4月18日在该国南部的斯里哈里科塔发射场用“静地卫星运载器”(GSLV)成功地把重1.54吨的“静止卫星”1送入轨道。成为继美国、俄罗斯、日本、中国和欧洲之后有能力用自制火箭把卫星送入静地轨道的国家。这次发射的卫星将用于数字音频广播和压缩数字电视信号传送试验。GSLV分三级,高49米,静地转移轨     

Halo轨道探测器的姿态描述与建模

日地系Halo轨道位于平动点附近,且不存在以地球为中心的轨道平面,这使得Halo轨道探测器的姿态描述和建模问题完全不同于近地卫星.针对三轴稳定方式的探测器,给出了2种姿态描述方案:对日定向方案(方案I,基于日、地敏感器)和旋转坐标系下定向方案(方案II,基于星敏感器).依据两者所定义的不同轨道坐标系,分别建立了姿态动力学模型.分析2类描述方案的相对误差,发现方案I的上限不超过5%,而方案II的上限不超过0.005%.并就方案I设计了姿态镇定控制器,以验证所提出的姿态描述方案的合理性.结果表明:具体工程应用中应以方案II为正常工作模式,并定期修正星历表的误差;方案I作为备份,保证探测器的正常运行.      

基于联合滤波器的高精度卫星定姿系统设计

设计了由陀螺、GPS姿态敏感器、红外地平仪和太阳敏感器构成的太阳同步极轨卫星姿态确定系统。提出联邦滤波器结构和算法,推导了各子系统的量测方程和姿态确定系统的误差状态方程。为规避对量测值进行非相关处理,采用减小GPS姿态敏感器输出的姿态滤波值作为系统滤波器量测值的频率的方法。仿真结果表明,采用联邦滤波器对多敏感器卫星姿态确定系统进行信息融合,具有计算量小、精度高、可靠性好等优点。     

双自旋通信卫星姿态的选择方法

给出一种选择双自旋通信卫星在任意轨道飞行时最佳通信姿态的计算方法。根据测得的轨道平根数及姿态值,应用微机可对卫星轨道参数、星下点轨迹、地面站跟踪条件、姿态测量参数、卫星的太阳角、对应于各测控站的卫星测控天线增益、对应于各通信站的通信天线增益和波束中心地面轨迹进行快速计算,给出飞行试验需要的全部卫星飞行参数。根据飞行试验中对卫星姿态选择的附加限制,可以选择出最佳通信姿态,保证获得最长的通信时间。