地球静止轨道废弃卫星绳系拖曳离轨研究

近年来,地球静止轨道（geostationary orbit,GEO）废弃卫星清理成为航天界关注的热点问题.将GEO废弃卫星安全、经济、高效地转移到坟墓轨道,对航天动力学与控制研究提出了新课题.本文针对GEO废弃卫星的绳系拖曳离轨问题深入开展研究,首先考虑如何避免系绳断裂、复合体碰撞和系绳缠绕等风险和节省燃料的目标,提出了由加速、平衡、旋转和返回构成的4阶段绳系拖曳离轨方案;然后基于Lagrange方程建立了复合体系统动力学模型,依次对绳系拖曳离轨方案的4个阶段进行了仿真.仿真结果表明,该方案理论可行,满足安全、经济、高效的设计目标,为工程实现提供了技术思路.     

球形卫星轨道大气就位探测初期结果

球形卫星是我国首颗集大气成分、大气密度探测和精密定轨为一体的球形小卫星,主要载荷为轨道大气探测仪,于2021年10月14日发射入轨,轨道高度为520 km,倾角为97.4°.本文简要介绍了轨道大气探测仪,并对在轨初期的测试结果进行了分析和讨论.大气密度实测值与F10.7和Kp值具有强相关性; 2021年11月3日太阳和地磁活动宁静期大气密度峰值与谷值比为3.02; 2021年11月4日较强磁暴事件期间全球大气密度实测峰值由2.8×10^-13kg/m³跃升到8.0×10^-13kg/m³,涨幅达2.857,而模式值涨幅仅为1.316倍,实测值还显示了此次事件期间大气密度强增强起始于南极及高纬地区,并向中低纬区域传播,而模式值则仅显示了暴时大气密度南北半球对称弱增强的态势.结果表明,实测数据反映了轨道大气密度在宁静期和磁暴事件期间的时空分布变化,在大量实测数据基础上可实施对热层大气模式的修正.     

神舟七号飞船伴星飞行试验方案设计及试验验证

神舟七号载人航天飞行任务中,我国首次在轨释放了一颗伴随卫星,试验和验证伴星在轨释放和伴随飞行技术.伴星平台集成了三结砷化镓高效太阳电池、锂离子蓄电池,以及液氨推进系统等新技术,其有效载荷为双焦距一体化可见光相机,可实现对近距离空间飞行器的视频观测和照相.2008年9月25日,伴星随神舟七号飞船发射升空后,按预定计划在轨释放,获取了1680幅飞船图像;通过6次轨道机动控制,于10月5日形成了相对神舟七号飞船轨道舱的绕飞椭圆,并连续保持了25圈.本文简述伴星飞行试验任务目标和卫星设计方案,重点阐述伴随飞行方案设计及飞行试验验证结果.     

分布式SAR小卫星编队轨道设计方法研究

编队轨道设计对分布式SAR小卫星的系统方案设计与性能分析具有十分重要的意义. 基于开普勒轨道方程推导了被动稳定的编队飞行轨道要素的近似解析解, 提出了一种适用于分布式SAR卫星特点的编队轨道设计方法, 并对编队轨道的精度进行了误差分析, 给出了典型的分布式SAR卫星编队轨道要素的计算公式. 针对L波段分布式SAR卫星进行了编队轨道参数设计, 给出了分布式卫星绕飞轨迹的计算机仿真结果, 验证了公式推导的正确性及轨道设计方法的有效性.     

卫星低频电磁辐射在轨探测研究

利用地球空间探测双星计划探测一号卫星上的磁场波动分析仪的原始数据, 分析了探测一号卫星在轨电磁辐射的特性. 结果显示卫星的电磁辐射主要集中在30 Hz以下. 在30 Hz以上, 卫星的电磁辐射最多延伸到 190 Hz左右, 而且强度明显减弱. 在 190 Hz以下的卫星电磁辐射具有与卫星姿态相关的长周期变化. 在 190~830 Hz的范围的电磁辐射有不明显的长周期变化特征. 830~3990 Hz范围的电磁辐射没有长周期变化特征. 卫星电磁辐射的长周期变化是由卫星姿态变化造成的. 卫星姿态变化引起卫星太阳方位角变化. 卫星太阳方位角越大, 卫星电磁辐射越大. 卫星太阳方位角从90.6增加到93.6, 低于10 Hz以下的电磁辐射约增大为原来的9倍, 10~190 Hz范围的电磁辐射大约增加到原来的1.6倍. 卫星在＜10和10~190 Hz范围内的电磁辐射强度与卫星太阳方位角的相关系数分别达到0.90和0.91. 卫星在光照情况下的电磁辐射要比卫星在阴影情况下大. 卫星太阳能帆板电流产生的电磁辐射是卫星电磁辐射主要来源, 约占整个卫星电磁辐射的87％(低频段<150 Hz)和94％(高频段>150 Hz). 这些中国首次对卫星电磁辐射的在轨探测结果对于我国未来相关科学和应用卫星的设计方案的优化具有重要的参考价值.     

嫦娥一号月球卫星缩短阴影时间的分析与实现

通过对“嫦娥一号”月球卫星在2008年2月21日月食期间的卫星阴影时间进行分析, 明确了卫星轨道参数升交点经度和卫星相位与卫星阴影的密切关系, 得出了通过月食前调整卫星相位以缩短卫星阴影时间的方法. “嫦娥一号”卫星利用该方法实施的调相轨道控制, 使卫星阴影时间缩短了约 1.5 h, 有效地保障了月食期间的卫星安全.     

冥王星两个卫星被发现

科研人员黛助测哈勃太空望远镜的勘测照相机，发现了冥王星两个以前未知的卫星，现分别被称为S／2005P1和S／2005／P2，从而使冥王星成为第一个已知有多个卫星的柯伊伯带天体。近期《自然》杂志的两篇论文详细介绍了这一里程碑事件。Weaver等人描述了这一发现的过程，初步推断了它们的轨道，并估计了它们的大小。Stem等人介绍了他们关于两颗新卫星源白形成Charon的碰撞过程的可能性、关于冥王星存在一个环体系的可能性、关于柯伊伯带还有很多其他多卫星天体的可能性的研究工作。该期杂志的封面上，“冥王星-Charon体系”的照片和观测后三天的照片显示，     

一种新型零相位因子LEO/MEO双层卫星光网络

相对于微波卫星通信,卫星光通信具有容量大、速率高、高保密性和抗干扰性等优点.利用星间激光链路连接高中低轨道卫星形成空间信息高速公路将在通信、导航、军事侦察、遥感遥测以及深空探测中发挥巨大作用.文中利用覆盖带法,设计了全球连续覆盖低轨道(LEO)/中轨道(MEO)双层卫星光网络结构.LEO层是一个零相位因子walker-δ星座,系统具有准静态的Mesh逻辑结构,MEO层由赤道和极地轨道两个轨道组成,可以有效地覆盖LEO层.覆盖性能结果表明,该网络上升轨道卫星对全球提供99.9%的平均覆盖,对我国提供100%的覆盖.系统可为我国提供单星可见21°的最小仰角,双星可见16°的最小仰角.链路空间位置性能仿真表明,零相位因子星座相邻节点星间链路性能在仰角、方位角和距离上优于非零相位因子星座,非常适合激光链路.激光链路通信性能仿真表明,当卫星光通信在几个GBit/s的较低通信速率时,短波长和长波长波段误码性能相差很小,随着高达100GBit/s通信速率的出现,1550nm波段是一个明智的选择.     

嫦娥二号卫星技术成就与中国深空探测展望

嫦娥二号卫星是中国第二颗月球探测卫星,设计主要目标为先期验证后续月球着陆任务的部分关键技术,并深化月球科学探测.圆满完成既定任务后,嫦娥二号飞离月球,进入行星际空间,在国际上首次实现从月球轨道转移日-地拉格朗日L2点.此后,在距地700万千米,实现国际上首次与4179图塔蒂斯小行星近距离交会并获取最高分辨率优于3m的光学图像.本文主要描述了嫦娥二号卫星的主要任务要求、任务特点、研制历程、在轨飞行评价、扩展任务、后续飞行状态和取得的主要技术成就.在分析、对比国内外深空探测现状的基础上,提出未来我国深空探测后续发展的几点建议.     

内编队中残余气体对内卫星的干扰分析和计算

在内编队系统中,内卫星在外卫星的封闭腔体内自由飞行,其轨道是纯引力轨道.由于腔体内温度的不均匀和内卫星与腔体的相对运动,腔体内的残余气体对内卫星产生干扰作用.本文基于自由分子流理论推导了残余气体分子对内卫星的干扰作用表达式,包含了辐射计效应、气体阻尼作用.同时,对腔体和内卫星构成的系统进行传热分析,得到了腔体内壁和内卫星表面的温度分布;对内编队保持控制进行仿真,得到了内卫星的相对运动速度.根据较为真实的温度分布和相对运动速度,计算了内卫星受到的残余气体作用力.计算结果表明,在内编队当前设计下,辐射计效应量级为1011ms2,气体阻尼量级为1015ms2,残余气体的干扰作用主要表现为辐射计效应.     

载人登月近月段中止轨道特性分析与设计

近月段距离地球遥远,若飞船发生故障,将严重威胁航天员的生命安全.针对近月段制动引起的飞船主发动机失效从而导致的任务中止问题,首先分析由于主发动机失效可能引起的轨道类型以及与之对应的中止方式;然后在双二体假设下,提出普适的非共面近月段中止轨道计算方法.在此基础上,对中止轨道的特性进行分析,并给出中止轨道在能量消耗,飞行时间等方面的特性.最后,给出主发动机多种失效情况下的仿真算例.仿真结果验证了本文提出方法的有效性.     

一种适用于天基GEO目标监视的相关性分析方法

以地同步轨道目标作为天基监视系统监视对象,提了一种适用于该监视系统两超短弧段相关性分析方法.首先了天基可见光传感器连续两轨道周期均能观测同一地同步轨道目标必要条件,确定了搜索栅栏参数选取原则.然后了地同步轨道目标超短弧段相关性分析主要处理步骤及两种相关性判定方法,并分析了影响判定方法门限值选取项因素.最后对该方法适用性进行了仿真验证.仿真结果表明,通过适当选取搜索栅栏参数,监视系统可以获连续两轨道周期观测弧段;两种相关性判定方法均有效,门限值选取合理;两观测弧段可确定未知目标始轨道,其轨精度满足再次捕获该目标要.     

内编队重力场测量卫星全推力姿轨一体化控制研究

内编队重力场测量卫星作为一种新概念的纯引力轨道飞行器,通过精密定轨和相对状态测量实现高精度地球重力场测量.其中对外卫星的控制保持编队内卫星在纯引力轨道上稳定飞行是决定测量水平的关键因素之一.针对稳态工作模式的内编队系统,研究了仅用推力器实现姿态轨道一体化控制的问题,构建了姿态非线性和共用推力器引起的姿态轨道耦合的六自由度平动和转动动力学模型,并基于约束非线性模型预测技术建立了姿轨一体化控制的二次型优化模型.通过仿真实验可知,约束非线性模型预测控制方法计算快速,能克服部分约束条件的非凸性;推力器布局合理,推力消耗低,满足内编队系统任务需求.     

浮法玻璃表面渗锡过程的数值模拟

通过分析浮法玻璃渗锡机理,综合考虑玻璃内部氧活度及锡的氧化还原反应,建立了亚锡离子氧化模型计算亚锡离子转化为锡离子的速率,为两种离子浓度分布的独立预测及渗锡机理的数值方法验证提供了条件.在此基础上,建立了扩散过程的耦合数值模拟方法,同步模拟了两种离子的渗透过程.结果表明：高铁含量玻璃在锡槽的还原性气氛中,氧活度剧变处发生了锡离子的积聚,渗锡分布出现卫星峰,而低铁含量玻璃无该现象.与徐冷法相比,锡槽内采用加热重热温度制度,渗锡量、渗锡深度更高,卫星峰向深度方向迁移.为了控制渗锡量,应减少玻璃在高温区停留时间.     

轨道预报的一种乘法保辛摄动方法

为了准确预报人造卫星的轨道,需要考虑复杂的动力学模型,并使用数值方法进行求解.虽然Runge-Kutta法和Adams-Cowell法等数值积分方法在轨道预报中已经取得了预期的效果,但是一般不考虑保辛,忽视了系统的固有特性.本文提出适用于轨道预报的乘法保辛摄动方法,将描述卫星运动的Hamilton正则方程分解为二体问题和摄动部分.二体问题采用解析解,摄动部分用区段矩阵近似求解.由于二体问题的状态转移矩阵必然为辛矩阵,故此过程保辛.本文考虑的摄动因素有地球非球形引力、日月引力、太阳光压和潮汐摄动,选取GPS卫星做数值仿真,以GPS卫星精密星历为参照得到轨道预报误差,并与Runge-Kutta法和Adams-Cowell法进行对比.结果表明:对PRN01号GPS卫星和PRN02号GPS卫星进行3 d的轨道预报,本文算法的误差分别为4.56和10.10 m,精度与Runge-Kutta法和Adams-Cowell法一致,而Runge-Kutta法与Adams-Cowell法的计算耗时分别是本文算法的237.7%与71.3%,因此本文算法效率明显高于Runge-Kutta法,但比Adams-Cowell法稍低.     

应用GNSS TEC技术观测行星际激波对等离子体层的压缩

2015年3月17日一个强太阳风激波到达地球,同时地面GPS接收机网络观测到TEC的突然变化,在Hao等人(2017)的工作中把TEC变化初步归因于激波对向阳面磁层的压缩,本文进一步分析北斗接收机和更高时间分辨率的GPS接收机的观测,并推断等离子体沿垂直地磁场磁力线的方向朝向地球运动,会在低纬赤道面附近形成一个等离子体汇聚的区域,所有穿过该区域的GPS和北斗卫星信号都会观测到TEC的变化.此外,本文考察了多个LEO卫星上搭载的GPS接收机观测,没有发现相关的TEC扰动,原因可能是事件发生的瞬间LEO卫星没有处于最佳的观测位置.通过考察上述多种观测数据,我们认为GNSS TEC技术可用于对激波压缩磁层过程的遥感观测,未来有望成为卫星实地探测技术的有效补充.     

相对非圆轨道的悬停控制方法研究

自然情况下,连续有限推力条件下,设计了伴随卫星相对于椭圆以及双曲线参考轨道卫星在任意位置实现悬停的开环控制方法.考虑到摄动及推力误差,在开环控制的基础上设计了用于构形保持的自适应无抖振滑模变结构反馈控制律,在保留变结构控制强鲁棒性特点的基础上,有效抑制了高频抖振.仿真结果表明,存在未知外界干扰的情况下,反馈控制力是连续的,且稳态误差小于104m.最后以＂Moliya＂和静止轨道为例,分析了悬停轨道的可行性.     

小天体防御高速撞击数值仿真研究

目前发现的太阳系小天体超过数百万颗,小天体的形成与演化过程都伴随着频繁且剧烈的撞击,近地小天体还可能与地球相撞并造成重大灾难,而使用航天器高速撞击小行星将其摧毁或改偏其轨道,是目前最有效可行的防御手段之一.因此研究小天体的高速撞击过程,对揭示太阳系小天体的形成与演化,以及近地小天体的撞击防御评估都至关重要.基于光滑粒子流体动力学方法,本文开发了完全自主知识产权的小天体高速撞击数值模拟软件THU-SPHSOL,数值仿真研究了材料特性和内部结构对撞击毁伤结果的影响,以及撞击成坑过程的溅射物规律,研究结果将为我国即将开展的小行星撞击防御任务提供重要参考.     

环境卫星HJ-1A超光谱成像仪在轨辐射定标及真实性检验

利用2008年10月敦煌辐射校正场同步实验数据,实现了超光谱成像仪在轨辐射定标,并以内蒙贡戈尔草原和澳大利亚Lake Frome实验场两次野外实验数据为依据,对超光谱成像仪的定标系数进行真实性检验.最后,提出了"定标误差置信区间"的概念,定量化计算出定标系数误差的置信区间.结果表明,2008年敦煌定标结果具有较高的可信度,所有通道的定标误差置信区间为2%~12%,较好地满足超光谱成像仪定量化应用的需求.     

国际空间站在轨服务技术验证发展分析

先期在轨技术验证,再逐步扩展,最终走向工程应用是开展空间项目的一般模式.本文梳理了国际空间站上开展的燃料加注和增材制造等在轨服务技术验证项目及其后续发展,分析了制约工程应用的关键技术,包括灵巧机械臂、协同操作、安全交会停靠、空间增材制造和非合作目标推进剂补加等,最后总结了国际空间站在轨服务项目的发展启示,并根据我国空间站的发展现状提出了开展相应在轨服务项目的建议.