欧空局调查CryoSat卫星发射失败原因

2005年10月8日，欧空局科研卫星CryoSat在俄罗斯普列谢茨克发射场发射失败，坠入大海。运送卫星的俄罗斯火箭原计划90分钟后把卫星送入轨道，该火箭在俄退役的RS-18洲际弹道导弹的基础上加上“微风-KM”（Breeze-KM）上面级研制而成。CryoSat卫星是欧空局6颗“地球探测卫星”中的首颗，设计用于了解全球变暖趋势，对极地冰层及海洋浮冰的厚度进行精确监测。CryoSat价值1．4亿欧元（1．7亿美元），重711kg，配有雷达干扰测高仪，探测数据能够精确到厘米级。专家预计CryoSat能够超越以往的探测器，提供大量的重要数据。     

南北位保后东西耦合修正量计算

地球同步三轴稳定卫星在南北保持控制过程中,存在较大的东西方向耦舍量。实践中,在南北控制结束后,直接进行东西向轨道修正。给出了卫星寿命初期和中期东西修正量的计算模型,并在实际控制中取得了良好的效果。     

NASA地球观测系统的数据和信息系统（EOSDIS）：处理,归档并分配大量地球…

地球观测系统数据及信息系统（ＥＯＳＤＩＳ）正在ＮＡＳＡ哥达德航天中心进行开发，目的是建立一个包含１５年数据的综合性全球数据库，数据量达几拍它（１拍它＝１０＾１５）。ＥＯＳＤＩＳ将指挥和控制一系列ＥＯＳ卫星，进行分布式数据处理，并在８个服务站进行数据归档和分配服务。本文介绍了ＥＯＳＤＩＳ的核心部件，主要是规划和处理科学数据产品的功能。     

基于汇聚点观测的天基光学监视星座设计

针对地球静止轨道目标监视问题,提出了一种基于汇聚点观测的天基光学监视星座设计方法.研究分析了地球静止轨道目标分布特性,针对静止轨道目标在特定位置分布密度较大的特点,设计了监视星座对汇聚点区域进行重点观测的策略.分析了监视星座的轨道类型和传感器观测策略,提出采用太阳同步轨道设计监视星座和相应的汇聚点区域观测的方法.在满足对汇聚点观测要求及同步带重访周期为1d的条件下,对星座进行了设计.仿真结果表明：设计的4颗卫星组成的观测星座,对同步带目标的重访周期小于1d,24 h内的平均观测时间约为900 s,且能观测到更多的同步带目标.该方法可供工程应用参考.     

低空目标电波折射修正中地球半径计算方法

在防御体系中雷达对低空目标一般呈俯视状况,因此在电波折射修正中必须把地球视为椭球,而不能视为圆球体,否则会产生很大误差.本文通过雷达测量参数和大地坐标与空间坐标的转换,给出了计算雷达电波射线上任意一点对应地球半径的方法.     

GEO卫星地敏自主干扰保护失效实时处置方法

地球同步轨道卫星在每年春分、秋分前后25d左右一般会出现地敏探头太阳干扰,可以采用星上自主方式进行地敏干扰保护,以防御此种干扰的影响。星上自主干扰保护失效时,需要通过地面发送卫星遥控指令处置。由于当前GEO(Geostationary Earth Orbit,地球同步轨道)卫星地球敏感器自主干扰保护失效的实时处置占用遥控平台时间过长,会严重影响卫星有效载荷应用。所以,针对此问题,在地敏确定卫星姿态原理的基础上,分析了地敏自主干扰保护失效的机理,提出了基于软件进程的地敏太阳干扰保护流程和操作计划,设计了基于遥控指令序列的卫星实时判断脚本。经验证,此方法可将遥控平台占用时间从4h缩短至30min以内,为卫星有效载荷应用留出了时间窗口。     

月球返回轨道再入角变化特征

再入角是航天器返回大气层时在再入点处速度方向与地平面之间的夹角。若忽略地球的非球形因素,则可近似的看做轨道切向与横向之间的夹角。为了避免探测器过热问题,一般再入角不宜太大,在3°～8°之间。文章以只在近月点进行一次制动的月球探测器的霍曼转移型的返回轨道为例,通过对轨道性质的分析和数值计算,说明地月相对位置和地球自转对月球返回轨道再入角的影响。分析和计算得到以下结论:1)对于相同的转移时间和固定的再入点,当月球位于南纬最高点时,则再入角的绝对值可以取到最小值;2)对于相同的转移时间和固定的再入角,当月球位于南纬最高点时,再入点的纬度可以取到最大值;3)转移时间越短,再入角的绝对值可以取到更小值,而再入点纬度可以取到更大值。以上这些极值对应的都是极轨轨道。     

小倾角同步卫星通信

同步卫星工作寿命必须考虑各种因素,当它接近寿命末期时,尽管星上有效载荷仍能有效工作,但剩余的燃料已无法继续进行南北位置保持,只能进行东西位置保持。这时如果利用该星进行小倾角通信,就能有效地延长卫星工作寿命,节省大笔经费。同时就它给地面卫星通信系统带来的新问题做了深入研究,给出了不同倾角情况下定量分析结果,并针对不同的通信体制,提出了相应的解决方法。     

地球同步轨道长寿命卫星热控涂层太阳吸收率性能退化研究

文章介绍了15年地球同步轨道环境对卫星表面太阳吸收率性能影响的试验模拟研究,研究结果为长寿命卫星热设计及热控涂层选择和研制提供可靠依据;介绍自行研制的空间低能综合环境试验设备、太阳吸收率原位测试系统和空间低能综合环境模拟试验方法,并对航天器常用的S781白漆、SR107ZK白漆、F46镀银和OSR二次表面镜热控材料进行空间低能综合环境模拟试验,获得了这些热控涂层在地球同步轨道15年期间太阳吸收率性能退化模拟数据,与已有的飞行试验数据进行对比研究,取得满意的结果。     

星上运动部件对气象卫星姿态影响的研究

以中国下一代静止轨道气象卫星为对象,分析了有效载荷扫描镜运动和太阳翼步进运动对卫星姿态的影响。结果表明,有效载荷的正常扫描运动和太阳翼的步进运动对卫星姿态的影响很小,但有效载荷的黑体校准运动对卫星姿态的影响很大,必须进行补偿控制,否则卫星有效载荷扫描镜的指向精度无法满足设计要求。