太阳帆航天器的关键技术

将太阳帆航天器所涉及的关键技术划分为4个方面：总体设计、轨道和姿态动力学与控制、太阳帆材料及其性能、太阳帆折叠与展开。针对每项关键技术,基于对国外长期研究结果进行分析并阐述主要技术特征,梳理国内相关研究进展,包括笔者与合作者的研究成果,分析存在的主要问题。根据上述分析,指出我国发展太阳帆航天器应该重视的若干问题。     

对GEO卫星在轨加注的服务航天器组网方案优化

对地球静止轨道（GeosynchronousOrbit,GEO）卫星在轨加注燃料以延长其工作寿命蕴含着巨大的经济价值,而执行加注任务的服务航天器在轨组网方案直接影响在轨加注任务全局。文章以GEO卫星为在轨服务对象,开展了提供加注服务的航天器最优组网方案研究。提出了1个燃料存储站加N个加注飞行器的服务航天器体系架构,燃料存储站承载大量燃料,长期在轨稳定运行;加注飞行器机动运行,执行对GEO卫星加注任务,当加注飞行器燃料不足时,返回燃料存储站获取燃料。燃料存储站的质量、运行轨道,加注飞行器的数目、质量与运行轨道、对GEO卫星提供加注的加注飞行器任务分配等是组网方案研究的重点,建立了以对GEO卫星加注任务的响应时间短、服务系统成本低为互斥评价准则的服务航天器组网方案的多目标优化设计数学模型,分析了组网方案优化问题的求解方法及流程,采用多目标粒子群算法对服务航天器组网方案进行了优化设计,通过分析一组非支配优化设计结果对于2个互斥评价准则的平衡性,提出了1个燃料存储站加4～6个加注飞行器的服务航天器最优组网方案。     

Long-wavelength lunar gravity field recovery from simulated orbit and inter-satellite tracking data

As has been demonstrated recently, inter-satellite Ka-band tracking data collected by the GRAIL (Gravity Recovery And Interior Laboratory) spacecraft have the potential to improve the resolution and accuracy of the lunar gravity field by several orders of magnitude compared to previous models. By means of a series of simulation studies, here we investigate the contribution of inter-satellite ranging for the recovery of the Moon’s gravitational features; the evaluation of results is made against findings from ground-based Doppler tracking. For this purpose we make use of classical dynamic orbit determination, supported by the analysis of satellite-to-satellite tracking observations. This study sheds particularly light on the influence of the angular distance between the two satellites, solar radiation modeling and the co-estimation of the lunar Love number k₂. The quality of the obtained results is assessed by gravity field power spectra, gravity anomalies and precision orbit determination. We expect our simulation results to be supportive for the processing of real GRAIL data.     

基于多冲量能耗估算的小推力任务窗口搜索

针对小推力轨道设计中任务窗口参数具有范围跨度大、非连续性强、对设计结果影响显著等特点,提出了一种基于多冲量能耗估算的任务窗口搜索方法.该方法基于多冲量轨道和小推力轨道的能耗一致性,先由朗伯特两冲量轨道经过数次迭代扩展快速获得多冲量轨道,再通过多冲量轨道能耗估算对任务区间进行全局栅格搜索,最终得到任务窗口的可行区域.仿真结果表明:1)该方法同时适用于交会和飞越任务;2)同朗伯特两冲量相比,它与小推力轨道能耗的一致性更强;3)同Sims和Flanagan最优多冲量相比,计算时间缩短了1～2个量级,计算效率显著提高.地球—火星交会任务的仿真应用表明,该方法只需8.59s即可获得任务窗口的可行区域,进而快速给出小推力最优转移轨道,验证了该方法的有效性.     

基于轨道动力学模型的分布式SAR卫星编队CDGPS相对定位

针对分布式SAR卫星编队星间基线的高精度确定问题, 提出了基于轨道动力学模型的分布式SAR卫星编队CDGPS相对定位方法. 根据CDGPS原理及基于轨道动力学模型的星间相对定位原理,在CDGPS测量的基础上, 引入轨道动力学模型提供的先验约束信息, 对长弧段的观测数据进行解算, 克服了运动学逐点解算方法在观测几何较差或观测数据不足情况下无法应用的缺点. 此方法能够有效抑制测量中的随机误差, 提高相对定位精度, 提供了一种可实现mm量级星间基线确定的技术途径. 通过仿真计算验证了动力学方法的有效性. 计算结果表明, 动力学方法可以显著提高相对定位精度. 相对于运动学方法, 前者L1固定解的精度提高了68%, 而消电离层固定解的精度提高了95%.      

基于太阳敏感器的静止轨道卫星轨道估计方法研究

为解决目前通过星上配置敏感器进行地球同步轨道卫星自主轨道估计的问题,利用太阳敏感器和红外地球敏感器的测量信息进行轨道估计．根据地球静止轨道的特点,结合Hill方程,利用太阳敏感器和红外地球敏感器的测量信息以及轨道的摄动特性,建立导航系统的状态方程和测量方程．数学仿真结果表明,该方法可以较准确地估计出卫星的经度漂移,是一种可行的地球同步轨道卫星自主导航方法．     

近圆参考轨道卫星编队的安全性

针对近圆参考轨道卫星,利用相对轨道要素对编队构形进行了统一描述,提出了编队卫星在垂直于轨道平面方向相对运动最小距离的计算公式,分析了J2摄动对卫星编队安全性的影响。仿真结果表明环绕星在轨道平面内和垂直于轨道平面内的相位差对编队安全性的影响较大,给出的提高编队卫星安全性的措施可为卫星编队的实际工程应用提供参考。     

嫦娥一号卫星的地月转移变轨控制

文章阐述了嫦娥一号卫星地月转移阶段(从星箭分离到进入使命轨道)的高可靠、高精度自主变轨控制方案,介绍了飞行轨道、轨控策略及控制参数优化、星上自主变轨控制的系统设计和相关参数的地面标定等,给出了在轨飞行试验的验证结果。     

星际高速公路技术及其在夸父计划中的应用

 简述了星际高速公路技术的物理意义和特征以及中国深空探测的现状和计划,分析了圆型限制性三体问题及其周期和准周期轨道,给出星际高速公路的描述与初步计算,探讨了星际高速公路技术在夸父卫星A轨道设计中的应用,最后分析了该技术在未来深空探测活动中的潜在价值。     

一种改进的激光星间链路终端指向误差在轨标定方法

提出一种改进的激光星间链路终端(LCT)指向误差在轨标定方法,对激光星间链路终端指向误差模型和观测数据获取方法进行改进。针对现有的终端指向误差参数模型误差因素考虑不足的问题,引入相应的误差项描述误差因素影响。针对链路观测法中存在的激励信号受限,不能充分激励误差参数的问题,以捕获过程中指向机构主动摆动时的入射光信号作为激励信号,以系统误差参数的可观测度最大为目标优化设计激励信号。仿真结果表明：经过本方法标定的误差参数经修正后, 激光星间链路终端的最大指向误差（方位向）由改进前的867.8 μrad下降到改进后的112.1 μrad;最大指向误差（俯仰向）由改进前的62.1 μrad下降到改进后的51.5 μrad,有效地提高了激光星间链路终端指向精度。