捷联惯导/星敏感器组合系统的在轨自标定方法研究

研究了捷联惯导/星敏感器组合系统中对陀螺仪和星敏感器进行在轨自标定的方法。分析捷联惯导系统和星敏感器的误差源,对陀螺仪随机漂移和星敏感器安装误差进行建模并列入系统状态,建立系统状态方程;利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测,建立量测方程。设计卡尔曼滤波算法,经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值,从而实现组合系统的在轨自标定。仿真结果表明,基于卡尔曼滤波的在轨自标定方法能够标定出85%以上的陀螺仪随机常值漂移和95%以上的星敏感器安装误差。     

基于三体系统平动点轨道的环日全景任务轨道设计

在空间开展太阳观测是研究太阳活动周、太阳爆发、极端天气等事件起源的重要手段。环日全景探测计划是为实现从黄道面360°全方位观察太阳行星际空间而提出的。本文针对环日全景探测计划,构建了基于三体系统平动点低能量轨道的环日全景轨道部署方法。该方法以日–地L1/L2点Halo轨道幅值及Halo轨道离轨点为变量,以转移轨道飞行时间、入轨机动大小为评价指标,基于三体系统不变流形构建环日全景的转移轨道,并开展轨道优化设计。采用等高线图对设计变量及任务成本进行全局分析。仿真计算表明,轨道部署无法同时满足飞行时间最短与入轨机动最小的要求。设计了轨道机动约束条件下的最优飞行时间解,并给出了基于长三甲运载火箭的一箭双星发射及入轨方案。     

嫦娥二号探测器轨道确定与支持

针对嫦娥二号探测器直接进入地月转移轨道、距月面100km高度捕获月球、完成既定任务后飞往日地第二拉格朗日平动点等飞行轨道方面的新特点,分析了定轨预报策略,利用事后精密轨道,全面评估了关键变轨点定轨预报和变轨后快速定轨的精度,其中,近月制动前3h定轨预报至近月点的位置误差为1km,速度误差为 0.3m/s 。利用不同月球引力场模型进行环月轨道精密定轨,根据实测数据残差分析和精密星历比对的结果,采用SGM100h引力场模型的定轨残差均方根最大。此外,针对嫦娥二号扩展任务,分析了不同测轨条件下的定轨精度,测量数据残差分析结果表明,在扩展任务中途修正前的定轨弧段内,测距、时延和时延率数据的残差分别为5m,5ns和1ps/s。     

基于Space radiation 5.0软件平台分析典型GEO空间辐射环境

文章介绍了兰州空间技术物理研究所真空低温技术与物理国家重点实验室从美国引进的空间辐射环境及效应分析软件Space Radiation 5.0的结构功能模块,采用该软件计算分析了典型的GEO（地球同步轨道）空间辐射环境。计算表明：GEO的总剂量效应比较严重,主要是由捕获电子和太阳耀斑质子辐射引起的;GEO的带电粒子主要由质子、α粒子、碳离子、氮离子、氧离子等重核离子组成,此轨道上的单粒子效应主要由太阳宇宙射线中的高能质子和重离子以及银河宇宙射线的重离子引发。     

质子单粒子效应引发卫星典型轨道下SRAM在轨错误率分析

利用中国原子能科学研究院100 Me V质子回旋加速器(CY CIAE-100)的单粒子效应辐照装置,测量了典型静态随机存储器(SRAM)的质子单粒子翻转截面;利用Space Radiation 7.0软件计算了卫星搭载该器件在典型轨道条件下运行的在轨错误率;同时研究了航天器在不同轨道高度、轨道倾角和屏蔽条件下对质子单粒子效应引发的在轨错误率的影响。计算结果表明:航天器运行于地球同步轨道高度及以下时,质子单粒子效应引发的在轨错误率均高于重离子的,最高可相差3个数量级左右。     

CBERS-02B卫星高分辨率相机的在轨调焦方法

卫星发射时的振动、由空气到真空环境的转变、微重力的影响等因素都可能会改变相机的焦面位置,导致相机焦面位置发生变化。CBERS-02B卫星在轨测试期间,对高分辨率相机进行了在轨调焦,并取得了明显效果。文章对高分辨率相机的在轨调焦方法和调焦结果进行介绍。     

轨道轰炸飞行器过渡段轨道设计与制导

针对轨道轰炸飞行器(OBV)的过渡段轨道设计与制导技术进行了讨论.在初始点位置、再入点位置和再入角固定的前提下,根据冲量假设和二体理论设计了固定时间转移轨道,其实质在于制动点位置和制动速度的确定.为了消除设计偏差,提出了一种基于虚拟再入点补偿的有限推力制导方案,并简要分析了关机点参数的选取原则.对于耗尽关机的动力系统,通过运用能量管理技术实现了多余燃料的耗散.仿真结果验证了上述方法的有效性.     

Contingency and recovery options for the European Student Moon Orbiter

This paper presents an overview of the analysis performed on the lunar orbit and some of the possible contingencies for the European Student Moon Orbiter (ESMO). Originally scheduled for launch in 2014 –2015 as a piggyback payload, it was the only ESA planned mission to the Moon. By way of a weak stability boundary transfer, ESMO is inserted into an orbit around the Moon. Propellant use is at a premium, so the operational orbit is selected to be highly eccentric. In addition, an optimization is presented to achieve an orbit that is stable for 6 months without requiring orbit maintenance. A parameter study is undertaken to study the sensitivity of the lunar orbit insertion. A database of transfer solutions across 2014 and 2015 is used to study the relation between the robustness of weak capture and the planetary geometry at lunar arrival. A number of example recovery scenarios, where the orbit insertion maneuver partially or completely fails, are also considered.     

GEO长寿命卫星热管在轨等温性能分析

热管是GEO长寿命卫星热控设计大量使用的重要传热元件,其在轨等温传热性能是影响卫星安全可靠工作的关键因素。针对中国在轨长期稳定运行的GEO长寿命卫星热管,基于热管在轨温度遥测数据,采用数理统计方法分析热管在轨等温性能随时间的实际变化规律,分析表明:GEO长寿命卫星热管在轨等温性能稳定性良好,等温性受热管自身温度水平影响较大,年周期内呈现季节性变化,全寿命周期内随飞行时间推移呈现性能衰减下降趋势,寿命末期等温性优于1.6℃,并从热管设计、热负荷大小与分布、使用环境等方面进行等温性改进分析及应用建议。     

轨道交角与时间偏差对拦截卫星拦截概率的影响

拦截卫星通过均匀分布的微粒网逆轨拦截目标卫星时,需要确定交会轨道与目标轨道的轨道交角。轨道交角和交会时的时间偏差影响着拦截卫星对目标卫星的拦截概率。研究了对目标卫星主体毁伤情况下,轨道交角和交会时间偏差与拦截卫星拦截概率之间的关系;阐述了有一定交会时间偏差时,轨道交角的选择情况,并对其进行了仿真计算。结果表明,当时间偏差足够大时,轨道交角的误差对拦截概率的影响不明显。