激光微推进器用于微小卫星的姿轨控仿真

为研究激光微推进器用于微小卫星在轨空间飞行任务的可行性,利用已建立的激光推进微小卫星仿真平台,对微小卫星在轨姿态调整、轨道维持和轨道转移等飞行任务进行了仿真和分析。仿真结果表明,星载激光微推进器可满足在轨微小卫星的高控制精度姿态调整、近地观测轨道维持以及较长时间要求的轨道转移等空间任务对推进系统的要求。     

小卫星/小运载可重构多核计算机设计

通过共用小卫星与小运载的电子系统,能够降低卫星发射成本、实现卫星与运载的快速集成及测试、减少卫星的发射与入轨时间,从而达到快速响应自然灾害等突发事件的目的。传统航天器电子系统难以兼顾运载段任务的高实时性和在轨段任务的高可靠性要求,因此本文将多核处理器技术、可重构技术和航天器电子系统设计相结合,提出了基于可重构技术的小卫星/小运载多核计算机设计方案。该设计方案分为运载和在轨两种工作模式,通过现场可编程门阵列(FPGA)的快速重构来实现计算机两种工作模式的快速切换。其中运载模式将FPGA配置成并行构架的三核处理器,通过3个处理器并行计算来提升计算机的处理能力;在轨模式将FPGA配置成冗余构架的三核处理器,通过3个处理器互为冗余备份来提升计算机的长期可靠性。经过基于Markov过程理论的系统可靠性分析,表明系统在轨段的长期可靠性得到显著提升。同时经过地面半物理仿真系统仿真测试,运载段的控制周期可以达到10ms,满足运载段任务的实时性要求。     

中继卫星系统在我国航天测控中的应用

中继卫星系统高覆盖、数据传输能力强,是航天测控网的重要组成部分。随着我国中继卫星系统的建设和不断完善,其对优化我国航天测控网结构、提升中低轨道航天器测控能力的作用日益明显。本文结合中继卫星系统的特点,分析了我国航天测控任务对中继卫星系统的应用需求,提出了在运载火箭测控、航天器入轨段测控、载人航天测控、卫星在轨长期管理等方面开展中继卫星系统应用的思路,梳理了运载火箭测控、航天器入轨及早期轨道段测控、飞船返回段测控、多址链路测控等方面需要解决的关键技术。     

卫星热控涂层地面模拟试验与在轨验证比对分析

卫星在轨运行期间,热控涂层要经受空间复杂环境效应的影响,其光学和热控性能逐渐下降,影响卫星可靠性和寿命。本文利用卫星搭载技术,完成热控涂层5年的在轨试验,验证空间多因素环境对热控涂层的影响。同时,利用地面模拟试验装置,模拟空间质子、电子、紫外等5年的辐照剂量对热控涂层的作用。对在轨试验结果进行解读和分析,并与地面模拟试验结果进行比对。结果显示,在搭载试验和地面试验前,热控涂层太阳吸收比（α_s）为0.12,经5年在轨搭载试验后,α_s退化为0.23。经地面模拟试验后,α_s退化为0.22。搭载试验和地面试验的热控涂层性能均呈现线性退化规律,表明在确定的轨道环境和固定的剂量率条件下,热控涂层的退化与环境作用时间正相关,同时验证了地面试验的有效性。     

高能电子对地球同步轨道卫星的影响分析

为了厘清在轨GEO(Geosynchronous Earth Orbit,地球同步轨道)卫星不时出现异常的原因,提高卫星执行任务的可靠性,首先从机理上介绍了空间环境中的地球辐射带及高能电子的情况,引出GEO卫星所处恶劣空间环境的现实;其次基于我国SEPC(Space Environment Prediction Center,国家空间环境预报中心)以及NSMC(National Satellite Meteorological Center,国家卫星气象中心)的空间环境月报资料,结合某GEO环境业务卫星故障的实际数据,经统计归纳,分析得出了地球辐射带中的高能电子是导致GEO卫星发生故障的主要原因;最后按照事例技术分析、常规按需预报和特殊情况下的实时预报等3个层次对高能电子预报方法进行了初步探讨。通过分析可以看出,为提高卫星完成任务的可靠性、降低长期管理风险,需要加强GEO卫星所处空间环境高能电子的预报工作。     

GalileoSat计划中的地面部分结构和运作初步方案

GalileoSat是欧洲空间局 (ESA)Galileo计划的补充计划 ,一项为设计、开发、验证和操作现代化、独立的全球导航卫星系统而设立的欧洲新研究课题。其内容涉及Galileo空间和有关地面部分的设计、开发和在轨验证。系统运作方案负责系统的各个阶段 ,从发射与初轨阶段、卫星和载荷的移交、在轨验证阶段、星座部署、应用、星座维护 ,直到最终报废处置。1　任务概况Galileo将为全球用户提供卫星导航信号和精确时间 ,初期还向欧洲共同体地区提供完好性信息。该导航系统还将实施有商业价值的业务 (创收业务 )。该系统将由民间单位控制 ,采取开放式…     

卫星推进系统温度均衡性控制方法研究

卫星推进系统在轨需要进行温度控制,尤其需要对推进系统的贮箱、管路温度进行合理的控制。针对小卫星、微小卫星热控资源紧张的情况,以及当前的热控设计方法在不同温度环境分布的推进系统应用中存在的温度分布不均的情况,提出了一种优化的推进系统热控设计方法。在常规热控设计方法中考虑测温点最小值的同时,考虑了测温点的最大值因素,并根据最小值、最大值与控温区间的关系确定加热回路的开/关关系。采用本方法在整星热平衡试验中对推进系统进行了温度控制验证。试验结果验证了同时考虑控温区间上限和下限的热控设计方法的可行性和合理性。卫星在轨飞行阶段的推进系统参数验证了该温度控制方法能获得更好的推进系统温度分布均匀性,并保证了工作温度区间上限的裕度。     

卫星状态智能诊断知识库设计方法

及时准确地发现并处理卫星出现的异常,对卫星运控管理非常重要,关系到卫星在轨使用寿命。设计卫星状态智能诊断知识库,基于该知识库构建的卫星在轨状态自动化报警诊断系统,能够辅助卫星管理人员进行运控管理,这对提高工作效率、降低管理成本、提高卫星安全性具有重要意义。     

在轨冷气推进系统泄漏估计

针对近地卫星长期管理与测控中冷气推进系统的泄漏问题,在轨道动力学数据基础上分析光照角漂移与半长轴衰减变化,利用气态方程对推进剂的泄漏率进行估计,进而对剩余推进剂进行预测,并对冷气泄漏造成的姿态扰动进行估计,同时在公式推导基础上对泄漏率估计进行计算误差分析,结合实际在轨的压力、温度等遥测数据进行检验。结果表明,在压力接近13MPa的初始条件之下,冷气推进系统的工质泄漏率在入轨的约前5y的时间里大致在150~450Pa·cm~3·s~(-1)之间振荡变化,在之后的时间里渐趋于275Pa·cm~3·s~(-1)稳定,与之对应的稳定的氮气质量泄漏率约为3.4μg/s;在轨10y时,推进剂质量的剩余率大于85%,预测入轨30y后的剩余率仍然优于60%;姿态角、磁力矩器电流、动量轮转速等数据表明冷气泄漏对卫星姿态扰动很小,可忽略不计。估计与预测结果可应用于在轨航天器长期管理与遥测诊断辅助、器件健康状态评估。     

同步轨道通信卫星天线覆盖图在轨测试方法

同步轨道通信卫星天线覆盖图在轨测试的目的是检验卫星入轨后上下行覆盖图与设计覆盖区域的一致性,以及太阳照射产生的天线热变形等因素对覆盖特性的影响。针对卫星上常用的固定赋形波束天线、区域波束天线和可移动点波束天线等类型的星载天线在轨测试问题,分析了几种在轨测试方法的原理,包括偏置卫星姿态法、转动天线平台法以及使用移动测量站的方法,提出了偏置卫星姿态法中融合转发器遥测参数判决和多站联合在轨测试的解决方案,有效解决了既要节省宝贵的燃料又要尽可能测量多条切线方向图的工程难题。对真星的固定赋形波束天线和可移动点波束天线进行了在轨测试,测试结果与实际特性吻合很好,验证了方法的可行性。最后,针对融合遥测参数判决的多站联合偏置卫星姿态法的测量不确定度进行了分析。     

空间微小脉冲管制冷机研制

随着空间机械制冷技术的迅速发展,空间脉冲管制冷机在80 K温区整机效率已经优于1 W/18 W（制冷量/输入电功）。针对中国航天未来微小卫星的发展,中国科学院理化技术研究所开展了空间微小脉冲管制冷机的研究,并获得突破性的进展。理化技术研究所研制的宇航级微型脉冲管制冷机,80 K温区制冷量与重量比已经大于1.5 W/1 kg,制冷效率达到1 W/22.5 W（制冷量/输入电功）,在轨设计寿命超过30 000 h,可以与中波红外320×256以下面阵探测器直接耦合。系统介绍了中国科学院理化技术研究所微型脉冲管制冷机的研发过程,并给出了最新的研发结果。该制冷机除了可以实现给中波红外探测器制冷以外,还可以作为辅助热控手段,对220 K以下温区的载荷热控、载荷在轨气体多余污染物吸附等应用提供帮助。     

AOS标准在海洋动力环境探测卫星中的应用

以我国在轨成功运行的首发海洋动力环境探测卫星为例,描述了在我国遥感卫星中首次全面采用AOS(高级在轨系统)标准实现整星数据流统一动态管理的数据管理方案。该方案采用AOS标准的源包多路复用机制实现对卫星遥测数据的动态调度传输,提高了信道利用率;采用虚拟信道的动态调度机制在数传信道和激光通信信道实现将卫星的低速平台数据和高速有效载荷业务数据进行动态合路传输,从而实现整星信息的综合利用,增强了卫星自主管理能力。针对卫星在轨应用情况,对该方案的优点进行了总结。     

神舟七号飞船伴随卫星轨道控制及在轨飞行结果

阐述神舟七号飞船伴随卫星轨道接近及绕飞试验阶段(从与飞船分离到形成绕飞轨道)的高可靠、高精度轨道控制方案,介绍试验任务目标、轨道控制策略、轨道控制系统、轨控参数计算、星上自主轨控管理系统设计,通过在轨飞行试验验证轨道控制考察和系统设计的正确性。     

基于月球借力的低能DRO入轨策略

在地月空间的远距离逆行轨道（DRO）部署月球轨道站可显著降低月球开发成本,并可作为未来小行星探测和载人火星任务的跳板。月球轨道站的在轨建造和货物补给任务中,提高航天器入轨质量是重要问题。从地球至DRO的转移轨道可以采用弱稳定边界（WSB）转移轨道降低入轨脉冲,但是直接抵达WSB需要较高的火箭发射脉冲。研究了基于月球借力的弱稳定边界DRO入轨策略,首先通过“近月点庞加莱图”和“v无穷匹配”获得较好的轨道初值,接着采用“多步打靶”在星历下对转移轨道进行修正,上述方法有效提高了该类型转移轨道的计算效率。对于共振比2∶1的DRO轨道,总脉冲最优解的地球发射脉冲3.127 km/s（与直接抵达WSB相比降低60～70 m/s）,飞行总时间102.88 d,DRO入轨脉冲仅需66.1 m/s。     

美国跟踪和数据中继卫星系统的成就

美国航空航天局的第一颗跟踪和数据中继卫星(TDRS-1)于1983年4月4日用航天飞机发射,经过对卫星本身及设在白沙的地面站进行全面测试后,于1984年底开始正式供用户部门使用。TDRS-2因挑战者号航天飞机失事而未能入轨,接着在1988年9月和1989年3月分别成功地将TDRS-3和TDRS-4发射入轨。于是,在1989年10月25日宣布由两颗工作星和一颗在轨备份星组成的基本TDRSS系统投入运转。1985年到1989年间,TDRSS已经为用户提供了150万分钟的通信,为航天飞机和陆地卫星等用户提供了高速率数据传输,为太阳散逸层探测器(SME)和地球辐射平衡观测卫星(ERBS)等用户提供了低速率数据传输。1985年以来,单单航天飞机和太空实验室的飞行已经采集了17万分钟的数据。 TDRSS系统的成功使NASA局能够按计划关闭许多全球布设的地面测控站,并从老的地面测控网逐步过渡到天基测控网,以保障近地轨道航天器的任务。已用TDRSS系统保障的航天任务演练了所有的基本测控业务,证实了系统方案的正确性,NASA局评价了TDRSS系统5年测控工作,并确定了两个参数以衡量系统传送用户遥控指令和遥测数据的能力。这两个参数是可用性和成功率。可用性是系统在每周7天,每天24小时内能满足任一个或所有用户航天器测控要求的准备程度。成功率是系统实际完成测控业务的能力,是实际提供的保障与预期安排的保障之比。     

基于SRAM型FPGA单粒子效应综合防护技术

为解决基于SRAM(Static Random Access Memory,静态随机存储器)型FPGA(Field Programmable Gate Array,现场可编程门阵列)的扩频应答机在空间环境中时常发生功能故障的难题,提出了一种低轨卫星基于SRAM型FPGA的应答机的单粒子综合防护方案。该方案在代码级、器件级、单机级、整星级综合采用器件优选、结构屏蔽设计、巡检自愈、自主复位等多种方法,有效杜绝了单粒子事件带来的种种危害,已成功应用于某在轨卫星。在轨测试结果表明:遥测、遥控、跟踪测量等功能、性能指标满足任务要求,且未发生需要地面干预的问题或现象。该技术还可推广应用于其他采用低等级器件及其他类型FPGA、DSP(Digital Signal Processing,数字信号处理)等大规模集成电路的星载单机防护。     

近地轨道卫星太阳电池阵功率衰减估计

针对LEO(Low Earth Orbit,近地轨道)卫星的太阳电池阵输出功率衰减问题,在分析卫星轨道半长轴、太阳入射角、日地距离等参数变化与影响的基础上,提出按照轨道衰减快慢来区分太阳活动高年与低年,进而通过区分高年与低年,再根据不同季节分别进行太阳电池阵输出功率的衰减估计,而无须做功率归一化。同时,重点关注了夏至前后的最低输出功率的衰减情况,以此作为在轨卫星长期管理中的能源参考,建立平均电流和功率衰减因子估计模型,并结合实际工程数据进行了衰减估计。结果表明,太阳电池阵输出功率的年衰减因子约为-0.012,年衰减率约为1.2%。该结果可应用于在轨卫星长期管理的遥测诊断辅助。     

一种地球静止轨道自旋卫星东西控制参数计算方法及应用

提出一种新的地球同步在轨自旋卫星东西位置保持控制策略,它可以在给定控制精度下,达到传统算法同样的控制效果,但大大简化了过去算法的复杂性.同时还进一步分析了影响自旋卫星轨控效率的因素,给出了相应的提高措施,这些方法都已成功地运用到我国风云二号卫星的在轨工程测控上.     

快星计划——小型科学载荷进入空间的捷径

在美国航天计划初期,科研工作者利用小型、廉价卫星系统能及时地进入空间,完成各种各样的科学实验。然而,近来由于高成本而且缺少发射机会的原因,大多数空间实验人员(无论是大学里的在校学者或者政府机构的研究人员)都无法参加实际航天飞行实验。本文介绍了一种小型、廉价、轻型、高性能卫星系统。该系统利用现代化的设计方法,能将各种科学实验设备送入空间,而其成本只是目前大型昂贵航天系统的十分之一。本文介绍了该类轻型卫星的系统设计,所用技术以及承载能力(质量、功率、指向、体积等)。作为整个小型卫星系统的一部分,我们还设计并建造了廉价、多用途可搬运地面站,以支持卫星的生产、测试、发射和在轨操作。最后,本文将描述样星的第一次飞行及其在轨性能。     

面向空间机械臂任务验证的硬件在环半物理仿真系统研究

针对空间机械臂在轨任务进行高保真地面仿真和验证的需求,搭建了空间机械臂操作任务验证平台(MTVF)系统。该系统基于硬件在环技术,将空间机械臂动力学仿真模型、两台地面模拟机械臂和测量系统通过实时仿真计算机实现软硬件的整合,具有响应速度快、跟踪精度高的特点。开发了闭环稳定算法和阻抗控制算法以保证MTVF系统的高保真性能,并通过搭建仿真计算模型以及设计地面试验等方法对MTVF系统的性能进行验证,结果表明,该系统能够反映真实微重力环境下空间机械臂的动力学特性,能够实现对真实微重力环境下的空间机械臂在轨操作任务进行高保真的地面试验和验证。