低地球轨道小卫星用的推进系统

ＲＡＦＡＥＬ公司同以色列空间局和以色列飞机工业公司签订了为地平线卫星提供肼推进系统（ＨＰＳ）的合同，ＲＡＦＡＥＬ对该系统成功地进行了开发，装配和鉴定，ＨＰＳ是为低轨道（ＬＥＯ）科学任务卫星所设计的，但也能用于某些研制的通信卫星以及其它ＬＥＯ卫星。ＨＰＳ为卫星提供消旋，最终轨道指向，位置保持，角动量轮卸载等所需的脉冲，ＨＰＳ由肼推力器，推进剂贮箱，自锁阀，压力传感器，过滤器和加注阀组成，另外还包括一     

电推进系统在静止轨道卫星平台上应用的关键技术

在未来静止轨道平台上应用电推进系统是我国航天事业发展的必然趋势。将氙离子电推进系统（XIPS）应用于静止轨道卫星平台,除了要解决电推力器本身的问题之外,还要在系统应用方面做大量工作。以该静止轨道卫星对电推进系统的需求为基础,从三个方面对电推进系统在未来静止轨道平台上应用所涉及到的关键技术进行了分类及梳理：一是电推进系统与电推力器之间的关系,包括电推力器与推进剂贮存和供给子系统、电源子系统、控制子系统联合工作所涉及到的关键技术;二是电推进系统与化学推进系统的协调工作,包括两种推进系统的任务分工及相互影响所涉及到的关键技术;三是电推进系统对整星及大系统的影响,包括电推进系统对电源、热控、羽流污染控制、电磁兼容性（EMC）、遥测遥控、自主管理等所涉及到的关键技术。通过对这三个方面的关键技术进行梳理,明确了电推进系统在整星上应用所需要开展的工作。     

小型航天器推进系统

随着世界各国航天事业发展，小型航天器以其成本低，功耗小，周期短等特点日益受到普遍重视，推进系统的成本，重量及可靠性安全性都将到整个航天器的水平。本文就推进系统小型化方面综合论述了几种常用系统和部件，并在新工艺新材料方面作了简单介绍。     

流星体——星际和地球轨道航天器的潜在威胁

引言 流星体，这种毫米级大小的颗粒物质，经常在夜间产生璀璨的光迹划破夜空，它会严重地危害星际和地球轨道航天器。因此，当ESA着手组建其科研与应用航天器舰队时，它谨慎地评估了流星体的撞击给这些太空任务可能带来的风险。     

低地球轨道航天器表面计算仿真

现代战争中航天器发挥着越来越重要的作用,同时航天器表面带电造成的危害也越来越明显.利用航天器与等离子体相互作用系统软件SPIS,采用PIC粒子分室法模拟计算了低轨道航天器表面及周围等离子体电位分布,航天器表面电子、离子及二次电子电荷密度分布,总结了航天器表面充电特性规律.结果表明:由于等离子体温度低、浓度高,航天器表面带电的电位较低;航天器运动方向前方,等离子体电位较高,在航天器运动方向背侧,等离子体电位较低;航天器周围的等离子体环境受尾迹效应的影响显著.仿真结果为航天器表面带电问题研究及航天器表面带电防护技术提供了技术参考.     

地球同步轨道双基SAR成像方法

地球同步轨道发射、低地球轨道接收体制的天基雷达系统具有观测范围广、抗摧毁和抗干扰能力强、组网灵活等优点.分析发现,该系统中回波的包络不仅与地表场景的斜距有关,还与其方位位置有关,传统的单基SAR成像方法不再适用.本文分析了回波包络的历程,给出了适用于该系统的SAR成像方法.该方法根据多普勒参数以及目标像的几何形变量随接收卫星与发射卫星几何位置关系的变化特征对数据沿方位以及距离向进行分块,并重新构造距离徙动校正和方位匹配函数对回波信号聚焦,最后进行几何形变校正.仿真数据的成像结果证明了方法的可行性.     

航天器轨道设计系统的小型化实现

简要介绍了所开发的航天器轨道设计系统的功能,详细描述了这种小型轨道设计系统的实现策略、模块划分和总体结构。最后,指出了系统开发中的关键技术并概括了系统的性能。     

基于SPIS地球同步轨道航天器表面充电仿真

航天器在地球同步轨道(GEO)运行时与空间中的大量等离子体相互作用,使航天器表面具有充电效应。当表面电位足够高时发生静电放电现象,产生的电磁脉冲对航天器内部敏感设备正常工作产生影响,甚至威胁航天器工作安全。文章基于欧空局开发的航天器静电仿真软件SPIS,基于PIC粒子分室算法对运行在地球同步轨道上的航天器表面充电效应进行仿真计算,得到航天器表面带电规律。结果表明,地球同步轨道航天器充电103s后达到电位平衡,最高电位达-1.05×104V;太阳能电池板外侧与内侧、内侧与航天器主体间存在数千伏电位差,易产生静电放电现象。     

航天器轨道和对辐射剂量屏蔽的优化

本文介绍控制轨道自然辐射环境辐射的航天器轨道和屏蔽厚度的优化设计方法。很多空间飞行任务都受到飞行器内部材料所允许最大辐射剂量的限制。当担心辐射剂量时，通常是利用增加屏蔽的办法来防护辐射，但由此而增加了航天器的重量。也可用修改轨道的办法来降低辐射剂量，这可能是更有利的解决办法，但这种修改取决于习行任务设计的灵活性。     

基于地平/恒星的GEO航天器自主导航仿真分析

研究航天器自主导航的优化测试问题,针对我国的GEO轨道及施加小推力后的航天器自主导航的研究却很少.对GEO轨道航天器来说,若其不在我国测站测控范围内,则难以实现轨道测控.针对上述问题,提出采用地平仪和星敏感器的自主导航方案.同时,考虑众多的GEO轨道航天器采用高比冲电推进技术用于位置保持以及寿命末期离轨,还研究了在沿轨道速度方向连续小推力作用期间的自主导航问题.通过仿真,结果表明采用地平仪和星敏感器以及推广卡尔曼滤波的自主导航方法可以适用于GEO轨道航天器.     

一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞轨道机动策略

针对地球同步轨道(GEO)航天器的在轨服务航天器自主绕飞问题,为了实现对目标的有效观测,本文研究提出了一种考虑光照约束的轨道机动策略.首先,在HILL坐标系中建立了服务航天器与目标航天器之间的相对运动模型,定义了光照方位角来描述太阳光照对目标航天器观测效果.然后,结合航天器相对运动特性,分析了自主绕飞的形成过程,设计了...     

日本电推进技术开发综术

下一世纪，电推进技术将作为全球空间推进领域的明星迈入其成熟阶段。在日本，业已对工程试验卫星（ETS）和通信、广播工程试验卫星（COMETS）搭载的电推进系统以及空间自由飞行器（SFU）上装备的稳态MPD推力器成功地进行了飞行验证。日本宇宙开发事业团（NASDA）计划于2002年在ETS-Ⅷ卫星上试飞改进型电推进系统（IES），并打算在数据中继试验卫星（DRTS）上采用1.8kW/250mN级别的肼直流电弧推力器.日本宇宙与航天科学研究所(ISAS)正在促进小行星采样和回收空间飞行任务(MOSES-C),该项目计划于2002年发射,然后在2006年从一个外行星星体上将一些采样样品返回到地面,在MUSES-C飞行任务中,准备用小阴极微波放电离子发动机系统作为行星际航行的主推进系统,此外,还正在研究30cm直径的环形尖端氙离子推力器、20cm直径的微波放电离子推力器、以C60为推进剂的离子推力器，0.3～1kW级的直流电弧加热推子器,大功率磁等离子体(MPD)推力器,霍尔推力器,以及这些推力器的等离子体羽统与航天器的相互干扰问题,这些研究工作旨在开发未来空间任务的电推进应用领域,掌握电推进的基本物理规律。     

高精度航天器轨道预报仿真软件的研制

在航天器的设计过程中,必须要对轨道飞行状态进行预报,以确保航天器的正常运行.高精度轨道预报仿真软件是对航天器轨道进行预报的重要工具.首先简要介绍了航天器轨道预报的理论基础,详细阐述了航天器轨道动力学模型的建立方法,接着研究了高精度航天器轨道预报仿真软件的设计思路,提出了软件的实现方法,最后介绍了利用C 语言开发的适合航天器轨道预报仿真的航天器轨道计算工具软件包"Spacecraft Orbit Calculation Tool(SOCT)",并利用STK软件对SOCT进行测试验证,结果表明SOCT达到了高精度航天器轨道预报仿真的要求.     

与轨道校正相协调的航天器重新定向的优化控制

本文研究航天器运动控制的姿态定向模式与轨道校正模式的优化协调问题,既研究了解决该问题的一般方法,又具体提出了航天器的旋转及轨道运动的协调控制问题,文中给出了空间站适用的与轨道校正相协调进行的航天器姿态重新定向控制的具体算法,表明了航天器姿态定向与轨道高度保持协调控制有高效率,列举了两种发动机安装模式的数学仿真实例,给出了效率指数的评估值以及旋转次数确定时算出的校正速度值。     

轨道方程平滑方法在轨道预报中的应用

航天器的轨道预报和落点预报等信息处理对预报起始点的速度精度要求很高。由于非合作测量设备通常不具备测速能力,通常采用多项式平滑微分和卡尔曼滤波等传统方法计算的速度参数精度较差,造成航天器轨道预报精度不高。为提高航天器轨道预报初始点的坐标和速度参数精度,依据自由段轨道符合椭圆轨道方程这一事实,提出使用轨道方程来拟合航天器自由段轨道的方法,可以很好地消弱目标测量数据中随机误差的影响,提供稳定且精度较高的轨道预报结果。本方法可用于航天器轨道预报和落点预报的数据处理。     

载人航天器电测自动化程序设计及应用

针对现有载人航天器电测过程不能流程化、自动化程控,消耗了相当多的人力资源和时间成本的问题,设计了载人航天器自动化测试程序。通过对自动化测试程序的格式、功能、处理流程进行分析和设计,为航天器电测提供基础数据资源,实现了航天器电测全周期自动化、流程化,能够适应不同系列载人航天器电测,有效减少测试人员的手动操作及岗位人员数量,提高了测试效率,满足高强度的地面测试,高效完成高密度的载人航天器发射任务。     

轨道摄动对航天器角动量管理的影响和补偿

三轴主惯量接近的航天器长期在轨采用惯性系的角动量管理,使用垂直于轨道面的某一主惯性轴为Y轴,建立参考的惯性系进行控制器设计,轨道摄动使轨道长周期项与时间呈近似线性关系,导致控制器输出线性累加.针对此问题,分析轨道摄动导致控制律失效的原因,参考内模原理扩维方程,重新设计最优控制方法进行惯性系的角动量管理.通过半物理仿真表明了摄动补偿方法的可行性,且角动量和姿态长期稳定性均优于补偿前.