直角棱镜干涉测角法的研究

干涉法不仅能测量直角棱镜的|△90°|和塔差|γA|,而且能简便精确地测量△90°、△45°和γA.这些会给光学冷加工在角度修改时带来方便.本文叙述了测量的原理和方法.     

建设中的深空测控网甚长基线干涉测量系统

结合CCSDS(空间数据系统咨询委员会)给出的相关技术标准,介绍了我国目前正在建设的深空测控网甚长基线干涉测量系统,包括系统定义与性能需求,系统的设计与实现等方面。阐述了相关的设计原则和设计思路:对射电源信号,通过将2个测站接收到的同一射电源信号进行互相关的方式求取信号延迟;对航天器信号,利用对正弦信号的统计处理方法,对正弦相位进行估计再差分求取时延。最后简要分析了与欧空局开展机构间交互支持的性能指标。     

再入返回飞行试验深空网干涉测量应用分析

鉴于我国深空测控网的深空干涉测量系统在探月三期再入返回飞行试验中首次正式执行任务,北京深空干涉测量中心组织佳木斯、喀什深空站对再入返回飞行试验器进行了高精度干涉测量。针对深空站天线无法短时交替观测射电源,从而无法进行干涉测量系统差标校的问题,利用基于稀疏标校数据平滑内插、高精度钟差建模、环境参数时延补偿的数据综合处理策略,实现了干涉测量系统差高精度标校。利用飞行试验器VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)信标下行信号进行干涉测量获取时延观测量,用于飞行试验器联合定轨。联合定轨残差结果表明,深空网干涉测量时延测量精度在1ns水平,对应约100nrad测角精度,可以为飞行试验器精密定轨提供高精度测量数据支持。     

深空干涉测量天线高精度站址测量技术现状及展望

用于深空测控任务的干涉测量天线的高精度站址测量对于深空航天器的高精度导航具有重要意义.为此,结合国内外对干涉测量天线高精度站址测量技术的研究、试验及成果,对2种站址测量方法——测地VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)方法和归心测量方法的原理、现状进行了总结与比较:测地VLBI方法最为直接有效,且测量精度高;归心测量方法能反映参考点的本地变化,可提供站址初值,且便于连续监测;2种方法优势互补.在此基础上,对高精度站址测量技术未来的发展方向进行了展望.该领域技术的发展现状对我国深空测控网的后续建设具有重要的借鉴意义.     

深空干涉测量天线G/T值指标设计

G/T是天线的一项重要技术指标,在综合考虑测地VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)和航天器VLBI观测两者需求的基础上,提出了深空干涉测量天线的G/T指标设计方法.首先根据射电源的空间分布以及流量密度特性,确定了测地VLBI和航天器VLBI观测模式下射电源流量密度的要求.在此基础上建立了2种观测模式下时延误差与深空干涉测量天线G/T之间的关系模型.最后参考目前国际国内测地VLBI观测中的通用参数设置以及月球探测任务中航天器VLBI观测的参数设置,对不同观测任务、不同观测模式下的G/T要求进行仿真分析.综合测地VLBI和航天器VLBI观测仿真分析的结果,S频段G/T建议不小于32 dB/K,X频段G/T建议不小于43 dB/K.仿真分析结果可以作为后续深空干涉测量天线G/T设计的参考.     

深空导航无线电干涉测量技术的发展历程和展望

结合世界各航天大国和组织所开展的深空探测活动和深空测控系统建设中,对无线电干涉测量技术的开发、应用以及深空导航技术试验验证情况,系统地梳理和总结了深空导航无线电干涉测量技术的发展历程,并通过该技术未来在国际上几个主要深空探测任务中的应用规划,分析了无线电干涉测量领域未来的发展方向.该领域技术的最新发展对我国深空测控网无线电干涉测量系统的后续建设也具有重要的借鉴意义.     

中国深空网首次△DOR联合测轨试验分析

通过分析中国深空网首次△DOR（Delta Differential One way Ranging,双差分单向测距）联合测轨试验的干涉测量事后数据,重点从观测量随机精度、闭合时延等方面讨论了国内深空网与国内VLBI（Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量）观测网、国内深空网与国际深空网的联合干涉处理情况,并与ESOC（European Space Operation Center,欧洲空间操作中心）数据处理结果进行了比对.试验结果表明：我国深空网已具备独立或联合开展深空探测器导航测轨的系统支持能力;深空站系统具备高速率数据接收、采集、记录、传输能力,采集数据处理精度优于1 ns;深空网干涉测量信号处理中心具备多体制信号的干涉处理分析能力,其分析精度与ESOC处理精度差异在0.1 ns量级.     

载人月球探测深空站布局体系

针对载人月球探测,在我国现有深空测控资源的基础上,结合其他航天组织,如NASA (National Aeronautics and Space Administration,美国国家航空航天局)、ESA(European Space Agency,欧空局)等分布在全球的深空测控资源,提出了全球深空站布局体系.该体系包括我国深空站在内的8个地面站,大体形成“南四北四,均匀分布”的格局.并以美国“重返月球”计划深空站布局为参照,对比分析了布局体系的测控覆盖、三向测量和干涉测量共视弧段,讨论了布局干涉测量不同观测站三角的测角精度,可以为后续载人月球探测任务提供支持和参考.     

利用星载GPS信息进行测角精度评估

针对单独测控站无法对测角数据进行精度评估的现实,提出截取测控站下行遥测GPS信息进行坐标变换,再与实测修正值比较,从而实现测控站单独对测角精度进行评估的目的。实践证明,单独测控站能够达到比较准确的精度评估结果。     

利用星体摄影（像）法评定光电经纬仪测角精度的研究

介绍了一种光电经纬仪测角精度评定的星体标校方法。该方法以天体恒星的理论角度值作为标准，将星体的观测角度与理论角度之差进行最小二乘统计分析，获得光电经纬仪静态测角误差。该方法具有投资小、评定精度高、可靠等优点．已成功地应用于飞行试验研究院光电经纬仪系统的精度评定中。     

基于双频激光干涉仪的角速率检测系统精度分析

为了能够精确检测到测试转台在低速运行下的角速率,设计了一种基于双频激光干涉仪的角速率精度检测系统.首先,对本检测系统各项误差进行机理分析.然后,综合各项误差项建立总体相对误差模型.最终,通过仿真分析得到各个误差因子对相对误差项的影响,为保证检测系统相对精度提供理论依据,能够满足对高精度惯性器件测试转台低速段0.0001(°)/s~1(°)/s速率检测要求.     

一种高精度动态测角系统研究及实现

对使用感应同步器作为转台位置反馈元件的测角系统的工作方式进行了深入分析,比较了四种工作方式的优劣及实现的可行性,并重点分析了单向激磁双向输出鉴幅这种工作方式.同时提出了一种高精度动态测角系统的实现方法.     

航天器多约束交会的仅测角导航最优多目标闭环制导

研究了航天器多约束交会的仅测角导航最优多目标闭环制导问题,优化目标包括交会时间、燃耗和仅测角导航可观性指标,并考虑了视觉传感器视场角、推力器推力幅度和最小安全距离等各种约束条件,建立了多约束、多目标优化下的仅测角导航和闭环制导问题的数学模型,分析了仅测角导航和闭环制导之间的耦合关系。最后,通过Matlab遗传算法工具箱中的多目标优化函数,求解得到了该多目标优化模型的Pareto最优解集,结果显示交会时间、燃耗和仅测角导航可观性指标不能同时达到最优,存在相互制约关系,即提高其中一种优化目标的性能会降低其他优化目标的性能。     

月球探测器天文测角/单程无线电时间差分测距/差分测速导航方法

月球探测器高精度导航技术是确保月球探测任务顺利实施的关键技术之一。当前,大多数月球探测器都是利用地面无线电进行导航和控制,但存在可测控弧段短、易受干扰等局限性,且对于月球背面探测,存在无法直接测控的不足。针对上述问题,提出了一种新的基于天文测角/单程无线电差分测距/差分测速的月球探测器组合导航方法。该方法使用了天文星光角距、探测器接收到的来自地面站或中继星的单程无线电时间差分测距和时间差分多普勒测速3种量测信息,可有效抑制星上时钟和频谱仪的时间和频率测量误差。收敛后的平均位置和速度估计误差分别为902.7 m和0.12 m/s,最大的位置和速度估计误差分别为1 548.2 m和0.24 m/s。仿真分析结果表明该方法具有较高自主导航精度。     

单星只测角对低轨卫星的EKF跟踪分析

利用扩展卡尔曼（EKF）滤波原理研究基于天基光学平台对低轨卫星的跟踪问题,根据单星只测角观测值建立了相应的状态模型和观测模型,并进行低轨卫星的跟踪仿真,结果表明：该方法可以获得较高的跟踪精度,这使得基于单星只测角星上滤波跟踪成为可能。     

一种多径条件下的MLS接收机测角误差分析新方法

为了准确分析多径环境条件下微波着陆系统接收机测角误差,在深入分析微波着陆系统(MLS)测角原理的基础上,提出了一种基于扫描波束主瓣等效替代的误差分析方法。该方法通过把往返波束脉冲主瓣用高斯钟形替代,准确计算了接收的扫描脉冲-3dB门限前后沿误差,建立了多路径条件下统一实用的接收脉冲包络波峰位置偏移误差模型和锁住闸门测量误差模型。为验证模型准确性,以特定的多径环境条件为例,计算MLS接收机的测角误差,将计算结果与利用Mathias经典模型的计算结果进行对比,并通过计算机仿真进行验证。结果表明,采用主瓣替代方法能够较好地克服经典模型精确分析误差方面的使用不足和缺陷,且对多径条件下接收机测角精度的准确评定具有一定的实用价值。     

载人航天器舱门有限元分析及机构最小传动角计算

舱门关闭后的密封性及开闭操作的灵活性是载人航天器舱门的重性能。应用有限元法分析已有载人航天器舱门结构在舱内外有压差情况下的应力和变形,以及舱门结构变形对安装在其上的周边传动锁紧/释放机构的影响,并对该机构最小传动角进行优化计算,给出机构优选的设计参数。