Sumbandilasat—An operational technology demonstrator

Technology advances in sensor, digital technology and a standardised modular satellite bus are enabling a new generation of 80 kg micro-satellites with a better than 6.5 m GSD multi-spectral performance, to be specified, built and deployed with a dedicated launch within 12 months. The result of the standardised modular bus is lower cost, higher reliability and fast deployment. Operational remote sensing with a micro-satellite is thus within reach of individual organisations for dedicated missions. Sumbandilasat (pioneer in the Venda language) is a second generation satellite technology building on the expertise obtained in the Sunsat small satellite programme. The components used to build Sumbandilasat are the result of a technology development program of more than 3 years. Sumbandilasat is an operational technology demonstrator with more than 90% newly developed or improved subsystems and a compact refractive imager as a precursor to the MSMISat satellite with the same multi-spectral band set. The scalable, standardised modular satellite bus architecture enables satellites with a mass of 80–450 kg to be adapted to the specific mission requirements with minimum new engineering effort.     

基于圆球与椭球的地球敏感器地心矢量算法分析

红外成像敏感器代表了新一代敏感器的发展方向。本文介绍了红外成像敏感器光学系统工作原理,对红外成像敏感器光学系统进行简化,利用小孔模型完成了对敏感器光学系统的建模,分别在地球球形模型和旋转椭球模型下进行了地心矢量推导和计算,获得了焦平面内地平圆盘的相关参数的具体表达式,用牛顿迭代法对地心距进行数值计算,比较分析了球形模型与椭球模型在求解地心距精度上的差别,分析了敏感器测量误差对地心矢量精度的影响,以及焦平面内地平圆盘各参数分别对地心距计算精度的影响程度。     

ESA开展GEO上小碎片的调查

文章主要介绍了欧空局开展地球同步轨道(GEO)小碎片的调查情况及相应技术.     

切向结构永磁同步电机中磁钢厚度对性能的影响

提出了切向结构永磁同步电机中磁钢厚度的约束条件;依据电机学理论并结合有限元计算方法,研究了气隙长度恒定时不同极对数下气隙磁密、每极磁通与磁钢厚度的关系,探讨了磁钢厚度对电机的过载能力、铁耗等性能的影响;在气隙长度发生变化时,为了保证漏磁大小不变,讨论了气隙与非导磁衬套厚度、磁钢厚度的关系。并指出:(1)气隙恒定时,随着磁钢厚度的增加,不同极对数时磁钢体积增大所提供的磁势对每极磁通的影响有所不同;铁耗和过载能力随磁钢厚度的增加而增大。(2)气隙增大时,为了保证气隙磁密和漏磁不变,必须增加非导磁衬套的厚度。(3)极对数增加时,减小磁钢厚度能提高电机的性价比。     

电子干扰对低可观测飞行器飞行路径规划的影响

为了提高巡航导弹的低空突防能力,在分析电子干扰对雷达网威胁区域的影响后认为:在多重干扰条件下,雷达探测空间会顺着干扰方向产生内凹和偏移,因此,建立了新的雷达探测空间模型.采用空间对象间拓扑关系推理方法建立了飞行器飞行路径规划目标函数中雷达威胁指数模型,然后改进了飞行器飞行路径规划模型,并在此基础上进行了巡航导弹飞行路径规划的软件仿真.仿真结果表明:考虑电子干扰对雷达威胁区域的影响情况下规划的飞行路径能够回避雷达威胁,有效提高飞行器低空突防能力.     

天文观测卫星动中探测机动测试系统设计

天文观测卫星普遍采用动中探测模式开展空间探测任务。为了实现动中探测姿态机动模式的地面有效验证，设计了整星机动集成测试方案。设计惯性空间基准的地面动力学仿真，满足惯性空间扫描仿真；设计整星各分系统间高精度时间统一系统，为整星机动测试提供统一基准；基于STK与Matlab接口模块，设计基于实时遥测数据的可视化判读系统，可提高测试判读实时性与准确度。整星测试结果表明，该方案有效验证了动中探测任务中姿态机动功能的正确性和指标符合情况，为开展整星地面测试和在轨应用提供了参考。     

Air-LUSI: A robotic telescope design for lunar spectral measurements

This paper presents the mechanical design of a new robotic telescope that was designed and built to acquire lunar spectral measurements from the science pod of NASA's ER-2 aircraft while flying at an altitude of 70,000 feet (21.34 km). The robotic telescope used a double gimbal design that allowed for target tracking in azimuth and elevation. In addition to the challenging and restrictive geometry of the science pod, each component needed to be carefully selected to ensure that they could withstand the operating conditions at high altitude such as harsh temperatures extending as low as −54 °C and atmospheric pressure less than 1.05 psi (7.23 kPa). Due to the cold temperatures, low atmospheric pressure and the likely exposure to moisture, high strength industrial linear actuators were used to create an adjustable linkage system that controlled the pointing and tracking of the telescope. Although unconventional, this allowed for a robust design that outperformed the team's expectations by tracking the Moon for 40 min with an average tracking error under 0.05°. The results presented within this paper were acquired during a first set of engineering test flights, with further scientific missions to follow.     

GPS／SINS姿态组合系统空间一致性研究

在基于卡尔曼滤波器并引入了姿态观测量的GPS/SINS组合导航系统中,GPS天线体坐标系与IMU所在的载体坐标系由于安装误差或其他原因不能完全重合,两个坐标系间存在失准角,导致多天线GPS与SINS输出的姿态信息在空间不能同步,这将影响卡尔曼滤波的效果。本文针对这一问题进行了深入的研究,分析了两个坐标系空间不一致的机理,给出了静态和动基座情况下标定两个坐标系位置关系的方法并进行仿真分析验证了其可行性。     

深空探测中利用静止轨道卫星编队连续导航精度分析

针对我国难以全天候24小时对探测器连续测控和通信，以及建立全球性深空网络困难的问题，提出利用地球静止轨道卫星编队进行深空导航的构想。两个静止轨道卫星编队相距一定角度，可以完成对深空探测器进行全天候连续导航定位。卫星编队采用无源反向导航的方法，多颗卫星协同工作，共同完成导航任务。分析表明该天基导航系统的几何参数精度因子受时间测量误差均方差和基线长度变化影响较大。编队的构型对定位精度有很大影响，其中基线长度不能过小，时间测量误差均方差不能过大，否则定位误差会急剧增加，伴随卫星椭圆轨道偏心率也存在一定界限。增加伴随卫星数量也有利于提高系统的定位精度。     

红外地球敏感器的高截止度新型红外滤光片的设计

高截止度新型红外滤光片是三轴稳定卫星红外地球敏感器的关键件之一。文章介绍了用等效折射率概念设计这种滤光片的方法 ,讨论并给出了膜系设计和研制的结果 ,简介了镀膜的工艺技术 ,并与国内外同类滤光片的光学特性进行了比较 ,试验表明新型红外滤光片的膜系设计是成功的。