星载多光谱遥感器太阳定标技术的进展

星载多光谱遥感器的太阳定标器一般选择太阳作为基准光源 ,通过它将太阳辐射引入星载遥感器并调节到星载遥感器的动态范围内 ,对星载遥感器进行绝对辐射定标 ,也可对星载遥感器性能变化进行监测和校正。文章介绍一些最具代表性的星载多光谱遥感器的太阳定标器 ,并进行了分析 ,以反映太阳定标技术的现状与发展。目前采用太阳漫射器的星上定标方法可以实现全视场、全孔径、端点到端点的定标。这一方法的严重缺点是漫射器反射比随时间变化。为了解决这一问题 ,设计一种比辐射计或反射比标定装置来监测漫射器的辐亮度、反射比以及太阳常数。因此这种定标方法是很有前途的 ,在现代一些先进的星载多光谱遥感器上获得应用。通过对此方法的分析 ,提出了在太阳漫射器研制中的一些关键技术。     

低高度内辐射带高能质子空间分布位形的研究

利用国际地磁参考场模式(IGRF模式)分析了1970-2000年低高度南大西洋负磁异常区位形的漂移与变化，给出了几个高度异常区中心位置磁场强度的变化和位置的变化。利用带电粒子的运动学方程，简要分析了低高度辐射带高能粒子的运动，得出在低高度，磁场是决定辐射带高能粒子空间强度与分布的决定性因素．低高度辐射带空间分布位形的变化特征应该与低高度南大西洋负磁异常区的变化特征基本一致．低高度南大西洋负磁异常区的特征可以作为低高度辐射带空间分布位形的一个初步判据。     

空间通信协议分析与一体化网络安全问题探讨

目前国际互联网体系结构及其协议虽然取得了巨大成功，但是当面对诸如长延时、多丢失、网络分区或节点生存周期短等环境时运行却不尽人意，尤其在缺乏基础设施或有限电源功率严格约束的空间环境下运行性能大为降低。文章在定量分析的基础上，讨论了空间通信网络的特点，对CCSDS的SCPS协议进行了简要综合分析，并且提出空间网络与地面网络互连时解决安全问题的一种可能途径。     

空间预警系统的视线测量误差特性研究

在空间预警系统中 ,深入分析和研究视线测量误差的特性很重要。根据已建立的红外凝视相机误差模型 ,对视线测量误差的点分布、误差传播矩阵和误差空间图进行了研究 ,得到了一些很好的结论。此外在不考虑卫星观测平台误差的情况下 ,还设计了直接产生随机测角误差的算法。     

The Space Environment Monitors of Shenzhou Manned Spacecrafts

For the purpose of ensuring normal operations of Shenzhou (SZ) series of manned spacecrafts and cosmonauts' safety, Space Environment Monitors (SEM)are mounted on board SZ-2, 3, 4, 5. SEMs aim to detect the high energy particles, the low energy particles, charging potential, atmospheric desity and composition. Detection of SEMs enable us to understand better the space environment in the manned spacecraft's orbit, and to provide a good space environment services for the spacecraft and cosmonauts. In addition, by using the data from SEMs, we have achieved some scientific accomplishments, such as the energy spectra of precipitating electrons, the abnormal variety of atmospheric density and composition during geomagnetic disturbances, the electron angle distribution in the low orbit and so on.     

时延下空间遥操作机器人系统工作模式研究

工作在人机交互方式下的遥操作机器人是实现空间作业的有力手段。首先介绍了空间遥操作机器人系统的构成与工作原理，然后提出了基于临场感遥控技术、虚拟现实技术与自主控制技术相结合的多种工作模式，用于实现在不同条件下时延空间遥操作机器人系统的作业任务，并讨论了工作模式选择的方法。最后经模拟实验系统验证了所提出的工作模式的有效性。     

Effects of space weather on the ionosphere and LEO satellites’ orbital trajectory in equatorial,low and middle latitude

We study the effects of space weather on the ionosphere and low Earth orbit (LEO) satellites’ orbital trajectory in equatorial, low- and mid-latitude (EQL, LLT and MLT) regions during (and around) the notable storms of October/November, 2003. We briefly review space weather effects on the thermosphere and ionosphere to demonstrate that such effects are also latitude-dependent and well established. Following the review we simulate the trend in variation of satellite’s orbital radius (r), mean height (h) and orbit decay rate (ODR) during 15 October–14 November 2003 in EQL, LLT and MLT. Nominal atmospheric drag on LEO satellite is usually enhanced by space weather or solar-induced variations in thermospheric temperature and density profile. To separate nominal orbit decay from solar-induced accelerated orbit decay, we compute $r\text{,}h$ and ODR in three regimes viz. (i) excluding solar indices (or effect), where $r=r_0\text{,}h=h_0$ and $\mathit{ODR}={\mathit{ODR}}_0$ (ii) with mean value of solar indices for the interval, where $r=r_m\text{,}h=h_m$ and $\mathit{ODR}={\mathit{ODR}}_m$ and (iii) with actual daily values of solar indices for the interval ($r\text{,}h$ and ODR). For a typical LEO satellite at h?=?450?km, we show that the total decay in r during the period is about 4.20?km, 3.90?km and 3.20?km in EQL, LLT and MLT respectively; the respective nominal decay ($r_0$) is 0.40?km, 0.34?km and 0.22?km, while solar-induced orbital decay ($r_m$) is about 3.80?km, 3.55?km and 2.95?km. h also varied in like manner. The respective nominal ${\mathit{ODR}}_0$ is about 13.5?m/day, 11.2?m/day and 7.2?m/day, while solar-induced ${\mathit{ODR}}_m$ is about 124.3?m/day, 116.9?m/day and 97.3?m/day. We also show that severe geomagnetic storms can increase ODR by up to 117% (from daily mean value). However, the extent of space weather effects on LEO Satellite’s trajectory significantly depends on the ballistic co-efficient and orbit of the satellite, and phase of solar cycles, intensity and duration of driving (or influencing) solar event.     

大气层内动能拦截弹脉冲矢量发动机点火控制算法研究

基于脉冲矢量发动机的工作特点，提出了在飞行末端分段设计跟踪过程控制力的方法，其中过渡段利用最优控制以使所消耗的发动机数量最小，并引入神经网络以保证工作的实时性。在飞行初段，提出用直接力来对弹道进行调姿以减小中制导段需用过载的方案，并利用最优控制的方法设计了直接力作用方案。点火控制算法基于极坐标的形式，该法可充分利用脉冲矢量发动机，且可灵活控制直接力的指向。仿真表明，所提方法可以最小的代价跟踪上外界输入，具有较高的工程应用价值。     

一种用于快速跟踪视线的空间拦截器姿态控制方法

以空间拦截器的纵轴在中、末制导段要求指向目标的视线，按最小空间角距旋转，作为跟踪目标的姿态定向的假想坐标系，形成本体坐标系相对假想坐标系的误差四元数。由拦截器的转动角速度分量与误差四元数作为状态反馈构造稳态姿态控制的数学模型。为了得到姿态控制所需的变控制力矩，运用PWPF调制器对常值推力姿控发动机的稳态和脉冲工作状态进行调制，构造所谓的“数字变力矩”控制器，实现对姿态的连续控制。仿真计算结果表明，该方法是实际可行的。     

铝热沉的焊接工艺选择及其实施

文章介绍了在新型空间环境模拟器中铝热沉的焊接工艺选择和实施过程。该热沉是用2千多根铝管和4千多条焊缝焊成的。它要求焊缝在长期冷热交变作用下仍具有高度的气密性。实践证明了这种工艺选择的正确性,并很好地满足了设计要求。