2013年世界航天活动计划

1月1月16日凌晨,俄罗斯军方在普列谢茨克用一枚呼啸号(Rokot)运载火箭成功发射了宇宙-2482～2484(Kosmos-2482～2484)3颗卫星。据悉,该火箭采用了微风-KM(BrizKM)上面级,微风-KM经过数次点火成功将这3颗军事卫星送入了预定的轨道。2013年1月27日,日本H-2A火箭在种子岛宇宙中心成功发射了雷达-4情报收集卫星(IGS-Radar4)和光学-5V情报收集卫星(IGS-     

基于ATML标准的卫星控制系统通用化测试平台

针对卫星控制系统测试通用化需求,提出了基于ATS（automated test system）结构及ATML（automatic test markup language）标准的测试平台实现方案.将通用测试平台分为通用测试站、测试适配器、综合开发及运行环境三部分.通过ATML标准及面向信号的系统描述方式,使得测试需求和测试能力解耦.根据通用测试平台提供的测试能力,按照不同卫星的测试需求对其进行配置,能够实现测试平台的通用化.     

小型无人机伞降回收运动分析CSCD

针对小型无人机伞降回收的特点,研究了在无人机回收过程中,飞机及降落伞系统的运动轨迹及姿态。通过分析机伞间的力学关系,建立了机伞系统运动模型,并进行了仿真分析,给出了无风情况下回收运动的仿真结果。结果表明,系统能够满足无人机回收要求,可以决定最佳的回收参数,从而得到最优回收轨迹和姿态。     

汶川灾区望“北斗”

自从汶川地震发生以来,我国自主研制的北斗试验卫星导航系统,成功为灾区一线和指挥部建立了实时通道,为决策、搜救、医疗等工作发挥了关键作用。危难之中显身手北斗试验卫星导航系统曾在今年初我国南方抗击雪灾中起到巨大作用,因为当时很多通信系统都瘫痪了,GPS 的使用受到限制,而北斗试验卫星导航系统拥有导航定位、双向通信等功能,及时把最新灾情通报给有关人员,从而采取有效措施。5月12日汶川地震发生后,由于道路中断,通信中断,震     

星载可展开天线热振动数值分析

根据非耦合动力学理论及有限元方法,研究分析了星载可展开天线的热振动。利用半正弦波温度冲击模拟热动力荷载,对天线典型节点的热振动位移和应力以及形面精度进行了数值分析。研究表明,急剧变化的温度荷载将导致该天线结构发生热振动,热振动响应明显大于静力学响应。     

基于四路信号处理的载波锁相环

载波跟踪环是独立导航接收机中最为脆弱的部分,在一定载噪比下,影响载波跟踪环跟踪门限的主要因素是动态应力。科斯塔斯锁相环是最常用的载波跟踪环之一,由于频率牵引范围的限制,其对动态应力非常敏感,该频率牵引范围由最大相位牵引范围决定。传统科斯塔斯锁相环是基于两路信号处理进行载波相位锁定的,其相位牵入范围仅为［-π/2,π/2］。文章提出了一种基于四路信号处理的科斯塔斯锁相环,增加的两路信号分别与原来两路相位相差π/4,其相位牵入范围可以达到［-3π/4,3π/4］,较传统方式提高了1/2。仿真结果显示文中提出的设计方法能够明显提高环路的动态性能     

测量时刻偏差对单星定轨误差的影响分析

为评估测量时刻偏差对单星定轨等效测量误差的影响,根据单星定轨处理策略分析了其理论模型,指出测站接收机的测量时刻偏差由测站时钟钟差以及测量时刻不准确度等组成。试验数据分析表明,测站钟差经一阶多项式拟合后的残差可近似为零均值的测量噪声;数值仿真结果表明,卫星信号发射时刻1ms误差导致GEO、IGSO、MEO三种卫星的等效测距误差分别为006cm、40cm、80cm。     

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。     

航天器扫描镜成像位置误差补偿技术

研究地球静止轨道航天器两自由度扫描镜成像位置误差补偿问题,即通过对扫描角的补偿,使光轴在地球表面的成像点位置与标称位置相同,消除探测区域的位置偏差.在考虑扫描镜法线偏移、姿态偏差以及轨道误差条件下,推导了光轴成像点的地心经纬度计算公式.给出了上述3类误差的具体描述方式,并分析了各种误差对光轴成像点位置的影响关系.基于角度误差的小量假设条件,给出了扫描镜的步进角/扫描角补偿量的显式算法.针对法线偏移信息一般难以准确测量的问题,提出了一种利用扫描镜在特定工作模式下的光轴惯性空间定向能力和法线偏移的长周期特性对其进行估计的方法.仿真结果表明,所提出的补偿方案和算法能够显著提高成像点位置精度.