卫星编队对空间非合作目标测距相对导航精度分析

针对单颗卫星对空间非合作目标测距不能估计全部相对运动状态的问题,提出利用编队中多颗卫星同时测距相对导航。建立了相对运动状态估计的系统模型;推导了系统可观测矩阵;通过计算系统可观测度和采用无迹卡尔曼滤波（UKF）对目标相对运动状态进行估计,研究了观测矢量方向和数量与相对导航精度的关系。结果表明双星测距能估计全部相对运动状态,观测矢量夹角越大,相对导航精度越高,在编队尺寸远小于目标距离的前提下,多于两颗的卫星测距并不能明显提高相对导航精度。     

基于多失效模式的扭簧可靠性优化分析

基于广义应力 广义强度分布干涉理论和单一失效模式下扭簧可靠性计算模型,建立了多失效模式下扭簧可靠度优化数学模型,采用规格化加权法进行各失效模式影响相同（等失效效应）和有差异（非等失效效应）两种情况下的扭簧可靠度计算。在给定扭簧结构和工况约束条件下,应用提出的计算模型和技术进行了失效模式影响相同和有差异的基于可靠度最大的扭簧结构优化,与非优化结构的扭簧可靠度的比较,以及这两种情况下的扭簧可靠度比较。结果表明,提出的可靠度优化模型和方法是可靠和有效的,对于航天工程中零部件的可靠性优化分析具有很好的借鉴作用。     

Geostationary orbit determination using SATRE

A new strategy of precise orbit determination (POD) for GEO (Geostationary Earth Orbit) satellite using SATRE (SAtellite Time and Ranging Equipment) is presented. Two observation modes are proposed and different channels of the same instruments are used to construct different observation modes, one mode receiving time signals from their own station and the other mode receiving time signals from each other for two stations called pairs of combined observations. Using data from such a tracking network in China, the results for both modes are compared. The precise orbit determination for the Sino-1 satellite using the data from 6 June 2005 to 13 June 2005 has been carried out in this work. The RMS (Root-Mean-Square) of observing residuals for 3-day solutions with the former mode is better than 9.1 cm. The RMS of observing residuals for 3-day solutions with the latter mode is better than 4.8 cm, much better than the former mode. Orbital overlapping (3-day orbit solution with 1-day orbit overlap) tests show that the RMS of the orbit difference for the former mode is 0.16 m in the radial direction, 0.53 m in the along-track direction, 0.97 m in the cross-track direction and 1.12 m in the 3-dimension position and the RMS of the orbit difference for the latter mode is 0.36 m in the radial direction, 0.89 m in the along-track direction, 1.18 m in the cross-track direction and 1.52 m in the 3-dimension position, almost the same as the former mode. All the experiments indicate that a meter-level accuracy of orbit determination for geostationary satellite is achievable.     

萤火一号火星探测器轨道设计与科学探测事件分析

针对萤火一号火星探测器在2011年发射窗口的轨道进行初步设计.在此基础上,分析了萤火一号火星探测器绕火星飞行的轨道特性,预报其穿越火星弓激波和磁堆积区域、CCD相机拍照时刻,其与深空站进行星-地掩星试验和与俄罗斯Phobos-Grunt火星探测器进行星-星掩星试验的时刻.结果表明,萤火一号火星探测器在与俄罗斯Phobos-Grunt分离后一年的环火飞行时间里,存在大量的科学探测机会.     

轨/姿控发动机试验数据快速自动处理技术

轨/姿控发动机试验数据需即时提供,大量数据的快速自动处理技术未见报道。在简述了高空模拟试验特点、Pacific6000原理及数据文件结构后,分析了当前计算方法优缺点;在此基础上,将网络脚本语言的设计思想引入试验数据处理过程,提出了实现数据快速处理的数据流式算法,进而形成自动处理技术;基于此算法开发了工程应用软件,在实际试验中应用,取得了良好效果。该技术对类似计算和海量数据的快速处理具重要工程参考意义。     

一种新的卫星通信系统中的载波频率同步技术

针对卫星通信中传统载波频偏估计算法精度低的问题,提出一种新的频偏估计方法。该方法首先利用传统方法在解调前端进行初始频偏估计,然后充分利用译码信息对残留频偏进行进一步估计和补偿。仿真结果表明,该方法可有效抑制传统频偏估计方法带来的残留频偏的波动,减少残留频偏对系统性能的影响,提高了系统译码性能,降低了解调门限,在不占用系统频带的同时,提高了系统功率利用率。     

基于积分反推原理的天线定向伺服技术研究

针对卫星天线定位伺服系统,提出了基于有限转角力矩电机(LATM)直接驱动伺服控制系统,并设计了一种简单有效的基于积分反推原理的伺服控制器,利用Lyapunov直接法稳定理论证明了系统的全局稳定性。通过数字仿真,验证了该控制器对外部扰动及系统参数变化具有较强的鲁棒性。     

基于GNSS的高轨卫星定位技术研究

利用全球卫星导航系统(GNSS)进行导航定位具有全球、全天候、实时和高精度的优点,应用于高地球轨道(HEO)卫星的定位,能够提供精确的轨道和姿态确定,并且可以克服目前主要利用地面测控系统对HEO卫星进行定位的设备复杂、投资高等缺点,使得自主导航成为可能.本文对利用GNSS的高轨卫星定位相关技术进行了研究,分析了单一GNSS系统和多个GNSS组合系统的卫星可见性、动态性和几何精度因子(GDOP).通过仿真分析表明,利用组合GNSS系统并通过提高GNSS接收机灵敏度的方法,可以解决GNSS进行HEO卫星定位的相关问题,并能保证HEO卫星定位精度的要求.      

可展桁架天线在轨运行中温度场分析

利用热传导辐射理论,并引入天线所处的轨道条件。可计算可展桁架抛物面天线在轨运行时不同时刻的温度场.利用Fortran语言,编制了基于上述理论的有限元程序,可计算各种轨道条件下不同时刻天线的温度场.还可用于指导天线的热变形分析和热控制设计.      

卫星推力器布局方式对高空羽流撞击效应的影响研究

通过对高空羽流流场及其撞击效应进行一体化DSMC仿真,得到了三维羽流场中物理量的分布以及羽流撞击干扰物产生的撞击力、力矩、热流量和质量流量。通过改变推力器与干扰物的相对位置研究了推力器布局方式对羽流撞击效应的影响。