成像卫星在轨智能处理技术研究进展

从成像卫星在轨智能处理技术的重要性出发,分析了现阶段国内外研究现状,并总结了星上计算资源受限、实时性要求高、缺少大规模数据集、空间环境特殊性等在轨智能面临的主要挑战.针对问题,系统总结了智能算法、硬件平台和优化技术三个方面的相关技术,其中对于遥感目标智能检测算法,详细描述了数据集、模型架构、实时性等多个方面.最后,对成...     

小卫星星座的最优脉冲变轨研究

针对小卫星星座,进行星座发射中的最优脉冲式变轨研究,给出了形成星座的脉冲式变轨的基本原理;基于卫星相对运动状态转移方程,推导出了星座参脉冲式变轨的理论解,即所要施加的脉冲控制量的解析式,利用遗传算法,对双脉冲式变轨的脉冲控制量进行了优化计算,求得了使总变轨脉冲最小的最优变轨时间,最后,探讨了星座脉冲式变轨的工程实现现途径,为工程应用和研究提供参考。     

考虑火箭约束的深空探测弹轨道拼接模型

针对深空探测任务轨迹规划中对于运载火箭弹道约束考虑不足、弹轨道拼接设计效率低的现状,建立了考虑运载火箭射向和末级滑行时间约束的弹轨道拼接计算模型,在无引力摄动假设下得到了任意深空出发速度条件下的运载火箭射向和末级滑行时间计算公式。利用该模型分析了弹轨道可成功拼接的集合范围随深空出发速度、发射场地理位置、火箭射向和滑行时间约束范围的变化规律。提出深空出发"赤纬-发射能量"(δ-C3)图方法,可在图上表示指定型号运载火箭深空发射能力可行域,结合深空轨道转移Pork-Chop图方法,可以快速判断该型运载火箭是否适用于特定深空发射任务。依据这一方法,提出了对我国未来深空探测运载火箭射向和末级滑行时间的能力需求。     

小行星远距离抵近轨道

讨论了小行星引力一阶项可被忽略情况下的小行星远距离轨道设计及动力学。此时,航天器的运动受太阳引力和太阳光压的影响。航天器和小行星的加速度之差在这两者之间形成的独特的相对动力学,为航天器在小行星附近停驻与观测提供特定轨道。完整解决了小行星处于圆形日心轨道这一较简单情况,也考虑和阐述了椭圆轨道情况,并取得了一些初步结果。     

低地球轨道环境对材料的影响

综述了原子氧、空间辐射、热循环、高真空、微流星和空间碎片等低地球轨道环境因素对材料性能的影响；从地面模拟实验、材料研制与防护涂层的开发等方面提出了急需解决的问题，为空间站、人造卫星等低轨道航天器用材料的选择与研制提供了依据。     

利用绳系太阳帆减缓小行星自转的技术研究

提出一种利用太阳帆绳系系统逐渐减小小行星自转速率的方法。在系绳长度不变的情况下,利用太阳帆受到的太阳光压力使其始终保持与小行星同步,避免了由于小行星自转而引起的系绳缠绕问题。通过控制太阳帆使系绳始终拉紧,系绳中的拉力便可以持续提供一个与小行星自转方向相反的力矩,从而减小其自转速率。仿真结果表明,面积10⁶ m²的太阳帆,经过约86天可将小行星的自转消除,验证了该方法的有效性。     

Developing a Low-Velocity Collision Model Based on the Nasa Standard Breakup Model

We have conducted a series of low-velocity impact experiments to understand the dispersion properties of fragments newly created by low-velocity impacts possible in space, especially in geostationary Earth orbit. The test results are utilized to establish a mathematical prediction model to be used in debris generation and propagation codes. Since the expected collision velocity between catalogued objects in geostationary Earth orbit shows a peak at a few hundreds meters per second, these impact experiments were conducted at a velocity range lower than 300m/s. As a typical structure of satellites in geostationary Earth orbit, thin aluminum honeycomb sandwich panels with carbon fiber reinforced plastics face sheets were prepared, while the projectile was a stainless steel ball of 9mm diameter. The data collected through these impact experiments have been re-analyzed based on the method used in the National Aeronautics and Space Administration (NASA) standard breakup model 1998 revision. The results indicate that the NASA standard breakup model derived from hypervelocity impacts could be applied to low-velocity collision possible in geostationary Earth orbit with some modifications.     

基于嫦娥一号高能粒子数据的地球磁层屏蔽效应研究

月球绕地球运行轨道约有1/4位于地球磁层内,因此,地球磁层是否会为月球轨道附近高能粒子提供足够的磁场屏蔽对于探索月球活动具有重要影响.嫦娥一号是中国首颗绕月人造卫星,其绕月飞行的工作轨道距离月球表面200 km.通过对嫦娥一号高能粒子探测器(HPD)的探测数据进行分析,比较了当月球位于地球磁层内外6个不同能道(能量范围4～400 MeV)时质子通量的变化,发现当月球位于地球磁层内时,这些能道的质子通量并没有发生显著减少,结果表明地球磁层不能为月球轨道附近高能粒子提供显著的磁屏蔽.     

DOA estimation for attitude determination on communication satellites

In order to determine an appropriate attitude of three-axis stabilized communication satellites, this paper describes a novel attitude determination method using direction of arrival （DOA） estimation of a ground signal source. It differs from optical measurement, magnetic field measurement, inertial measurement, and global positioning system （GPS） attitude determination. The proposed method is characterized by taking the ground signal source as the attitude reference and acquiring attitude information from DOA estimation. Firstly, an attitude measurement equation with DOA estimation is derived in detail. Then, the error of the measurement equation is analyzed. Finally, an attitude determination algorithm is presented using a dynamic model, the attitude measurement equation, and measurement errors. A developing low Earth orbit （LEO） satellite which tests mobile communication technology with smart antennas can be stabilized in three axes by corporately using a magnetometer, reaction wheels, and three-axis magnetorquer rods. Based on the communication satellite, simulation results demonstrate the effectiveness of the method. The method could be a backup of attitude determination to prevent a system failure on the satellite. Its precision depends on the number of snapshots and the input signal-to-noise ratio （SNR） with DOA estimation.     

同步卫星E/W轨道控制盒划分策略

对于当代同步轨道通信卫星来说,星载设备寿命一般都高于星载燃料使用寿命,因此卫星设计寿命都是以星载燃料消耗殆尽为依据的。卫星轨道保持不仅是卫星测控任务的重要工作之一,同时也是星载燃料消耗的主要途径。文中从卫星平经度漂移量、测站定轨精度、星载推进器推力误差、卫星南北机动对东西方向耦合等多方面探讨同步轨道通信卫星E/W轨道保持策略,介绍一种细化轨道控制区间、估算偏心率控制圆半径范围的方法。