摘要：为了探索太阳空间探测活动的发展方向，在广泛调研太阳空间探测任务的基础上，综合考虑任务实施年代、轨道设计、探测要素、技术特点和成果影响力，选取了10个典型空间太阳探测器，对其科学目标、有效载荷、卫星平台特性和科学发现进行了分析，提炼总结了太阳空间探测的进展和发展趋势。总体而言，太阳探测器运行轨道逐步多样化，有效载荷探测要素更加丰富，探测精度、时空分辨率等显著提升，但仍存在大量问题待解决。在分析现阶段成果和待解决问题的基础上，提出了太阳空间探测的发展展望，指出了全方位、多要素探测是破解太阳物理和空间天气预报发展瓶颈的可行途径。

为净化空间环境，针对航天器寿命末期离轨问题，对现有航天器离轨技术进行了分析。介绍了航天器寿命末期离轨技术的国内外研究发展现状，总结了不同类型离轨方式的特点及适用对象，分析了各种离轨方式发展趋势及关键技术，提出了航天器寿命末期离轨技术各离轨方式的发展建议。通过调研发现：现有航天器寿命末期离轨技术可使航天器在25年内离轨，但在离轨装置可靠性、离轨过程稳定性、航天器离轨时间及离轨后处理等方面有较大提升空间。

近年来，随着卫星技术的快速发展和低轨（low earth orbit，LEO）卫星宽带互联网建设需求的不断增加，低轨大规模星座发展日新月异。针对Starlink星座初始化部署问题，首先论述了“星链”（Starlink）星座现状，分析在轨卫星高度变化。然后利用公开的两行轨道根数（two-line element，TLE），从卫星发射入轨、轨道面分布两个方面，简要分析了Starlink星座的部署情况，给出升交点的变化规律；同时仿真分析了Starlink星座对地面的覆盖性能。最后，给出星座轨道面和相位分布、故障卫星处置以及可见卫星数量。所分析的结果以期为中国未来部署大规模LEO星座的建设提供借鉴。

相比于地面网络，空间通信链路具有较长的延迟、频繁的中断、较高的误码率及上下行链路非对称等特性，互联网成熟的网络技术并不适用，对网络可靠传输性能的保障提出了挑战。不同于空间IP协议体系方案，针对空间通信链路特性，采用多种传输机制兼容的DTN（delay tolerant networking）协议架构。重点针对链路非对称、和信道误码率等特性，研究对保障可靠传输的TCP和LTP两种传输机制的性能制约，并给出LTP（Licklider transport protocol）机制的跨层包尺寸优化模型。基于半实物仿真平台，构建静止轨道GEO以下的空间通信场景，进行真实数据流仿真，分析链路因素对协议传输性能的影响。仿真结果表明，在近地端误码率和信道非对称比例较小的空间通信场景中，仍可以采用TCP机制保障可靠传输，但对于误码率和信道非对称比例较高的通信场景，应考虑采用LTP传输机制保障通信的有效性和可靠性。

分辨率的不断提高对低轨遥感卫星的星地数据传输能力提升提出了迫切需求，导致X频段星地数传通道压力急剧增加，而Ka频段可用带宽是X频段的4倍，理论上可大幅提升传输能力。当前低轨遥感卫星的星地数据传输通常采用固定编码调制（CCM）和可变编码调制（VCM），均未利用地面站仰角增大时大气衰减减小所带来的信道条件改善，对链路资源造成浪费。针对此问题，对指定地面站和链路可用度，综合考虑自由空间损耗和大气衰减随接收仰角增加而同时减小的特性，提出基于DVBS2标准的Ka频段星上VCM系统实现方案，给出传输效能评估标准,并对降雨特性不同的喀什站、北京站、三亚站CCM，VCM的Ka频段传输效能进行了对比仿真分析，以寻找出适合不同站点的星地数传方案。仿真结果表明：干旱少雨的喀什站更适合采用CCM，且链路可用度高达99.82%；雨量中等的北京站可根据用户使用需求灵活选择CCM或VCM；而降雨丰富的三亚站更适合采用VCM，不仅可将传输效能提升8.37%，还可将链路可用度提升11.23%。

为了实现对空间高能电子通量的估计及航天器深层充放电的风险评估，基于深层充电和空间电子环境的关联性，利用人工神经网络（ANN）建立了一种由深层充电反演空间高能电子环境的模型。以深层充电探测电流密度及电子能量作为模型输入，电子通量作为模型输出，使用AE9模型对神经网络进行训练，将神经网络的MSE降低到了0.04122，并使用GioveA卫星的深层充电探测数据及GOES卫星的电子通量探测数据验证了模型反演电子环境的准确性。同时对由探测电流计算航天器典型介质材料最大内电场的神经网络模型进行了研究，以实现对航天器内充电风险实时评估。

空心阴极的放电模式主要有点状和羽状两种，为研究两种模式的转变机理，采用PIC/PCD（单元粒子/等离子体化学动力学）混合算法对阴极内部等离子体流场进行计算，以辐射传递系数处理阴极内部的热辐射计算，并且在通过流场与热场的多次迭代计算后达到收敛。为验证数值模型的计算精度，考察阴极表面5个测点的计算结果与试验数据对比，计算误差在5%以下，并且以羽流光色计算图与试验照片作对比，定性验证模型对放电模式的模拟精度。在此基础上，对不同气体流量下、不同阴极顶孔径的阴极内部各类等离子体参数分布进行计算，通过分析阳极电压、羽流形态变化的内在原因，获得点-羽放电模式的转变机理，可为阴极优化提供理论支撑。

对模块化空间可展开天线支撑桁架结构进行空间热交变环境下的热结构分析，为天线结构因热致变形影响形面精度和网面稳定性提供合理的防护建议。采用ANSYS APDL有限元软件建立了大口径模块化空间可展开天线支撑结构的精细化数值模型，基于已有试验分别验证了模块化可展开天线结构有限元建模和热分析模型的正确性；分析了在瞬态温度场作用下约束位置等参数对支撑桁架弦杆及拉索应力的影响和热致变形规律。研究结果表明：空间可展开天线结构的应力和变形随时间历程发展与瞬态温度场变化趋势基本一致；同一瞬态温度场下，天线结构中心模块拉索热应力最大，同圈模块的弦杆热应力幅值基本相同，其上弦杆热应力逐圈增大，而拉索热应力逐圈减小；天线结构热致变形在距离约束最远端处整体累计值最大，上层中心点处累计热致变形可达15mm左右，对天线形面精度的影响不可忽略；将天线支撑桁架结构最外侧且距离结构中心最近的模块顶角和与相邻模块竖杆拼接处作为星载天线伸展臂约束时，天线结构的热致变形最小。将该处作为模块化空间可展开天线的展开支点，并建议对天线支撑结构表面采用涂刷隔热防护复合材料涂层等防护措施，以增加天线结构在太空极端环境的适应性，从而减小温度交变对天线整体形变和网面精度的影响。

微波能量传输设计与验证是中国空间太阳能电站发展各阶段的核心工作，微波能量反向波束控制则是微波能量传输的关键环节。目前的反向波束控制研究都基于微波能量发射阵列具有理想型面的前提，没有考虑空间环境中微波能量发射阵列结构模块发生位置和姿态偏差的实际情况。结合中国空间太阳能电站发展的4个阶段任务，分析了结构模块姿位偏差对整流阵列处功率密度和波束指向误差带来的影响。在已经验证的软件化微波能量反向波束控制基础上，结合结构模块姿位偏差校正，提出了基于相位补偿的反向波束控制技术，并对校正效果进行了仿真分析。基于相位补偿的反向波束控制技术对微波能量发射阵列结构模块姿位偏差的影响具有显著的校正能力。文章可以为微波能量传输系统的设计和研制提供指导。

针对月球探测中月面上升和下降段的实时轨道确定问题，提出基于三向测量的实时自适应当前统计方法。首先，通过自适应当前统计模型描述探测器月面上升下降过程，其次，综合利用三向数据进行测量更新，最后，通过UKF滤波算法完成实时轨道确定。由于自适应当前统计模型具有良好的适应性，该方法能对探测器月面上升和下降段进行有效定位，通过嫦娥五号探测器实际上升和下降过程数据进行测试，结果表明，文章提出的基于三向测量的实时自适应当前统计方法比传统的几何定位方法具有更好的抗差性，对深空目标探测具有一定的工程应用价值。

天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程，其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此，综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段，针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层，为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置，完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明，全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求，进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3℃，整舱平均控温功耗不超过43W，验证了进入舱热控系统设计的有效性。

针对“天问一号”火星探测器“祝融号”火星车的探测通信任务需求，提出了一种X频段轻小型宽频圆极化反射面天线。该反射面天线采用了新型一体化紧凑馈源技术，实现馈源长度和口径减小20%的同时提高了反射面天线的口径效率，抵挡了火星的尘埃影响。经过对馈源进行的仿真优化，最终实测结果表明，该天线在7.1～8.4GHz内口径效率可达62.3%,在深空探测的工作频带范围内具有较好的增益、驻波和圆极化特性，该天线已成功应用于“天问一号”火星探测器“祝融号”火星车。

针对当前红外弱小飞行目标特征不明显、背景干扰大等问题，提出了一种基于深度学习的红外弱小目标识别算法。检测框架以YOLOv4模型为基础，通过使用K-means++算法对训练集的候选框进行聚类处理，在初始大小的选取上放弃随机生成初始点的方式，在样本集里选取某一个样本作为初始中心使锚框（anchor）大小的选取更加合理。在模型结构中引入卷积注意力模块，使算法模型计算资源分配更合理，对红外弱小飞行目标的特征信息更加敏感。改进空间金字塔池化模块，使用平均池化可以更多保留图像的原始信息，降低天基成像中的噪点与坏点的影响。仿真实验表明采用K-means++计算Anchor大小时准确率可以达到80.13%，在加入了SPP和CBAM模块后之后在测试集上算法识别准确率达到了83.3%，经过对模型的修改有效提升了对红外弱小飞行目标识别的准确率。

针对日趋复杂的空间环境，天基观测由于其分布灵活和全天候观测的特性受到越来越多的关注，该类问题为典型的星空背景观测（above-the-horizon，ATH）问题。基于分段积分思想，提出了一种ATH观测三维空间覆盖范围的计算方法，涵盖了该问题所有可能的10种积分形式，适用于因观测约束参数不同取值而形成的任意几何构型场景。不仅在二维平面覆盖问题上与现有方法进行了比较并验证，还首次解决了ATH在三维空间中覆盖体积的定量解析计算难题。仿真结果表明，平面和空间覆盖最大化所对应的最优观测轨道高度存在明显差异，空间覆盖计算模型能更为准确有效地表示卫星覆盖性能，同时能为星座优化设计提供参考。

针对微小卫星编队飞行、星间组网等多星协同任务中的相对测角问题，提出了一种高精度的星间无线电测角系统。该系统的优势是在伪码测距系统的基础上增加两条相同的接收通道，对载波相位值采用相位干涉法得到高精度的星间相对角度值，可以在不增加额外软硬件开销的情况下完成实时性较好的高精度星间相对状态自主测量。从该系统的设计出发，对相位干涉仪测角系统进行了详细的精度分析，推导了链路中各个噪声源的传递函数和理论噪声水平，并搭建实物平台对角度测量精度的理论值和实测值进行比较。结果表明系统对本振相位噪声有抑制作用，热噪声是角度测量的最大噪声源，系统实际测角精度在强信号下可达1.4×10^-3度。

当航天器执行高动态敏捷机动或者姿态动态跟踪控制等任务时，常使用控制力矩陀螺（control moment gyroscope，简称CMG）和飞轮（reaction wheel，简称RW）构成的混合执行机构来提供大力矩。提出了基于力矩输出能力最优化的混合执行机构操纵律，从几何角度出发，给出了力矩输出能力最优的CMG框架角速度和RW角加速度，通过引入参数，并讨论参数的设置的最优，使得框架转速误差和输出力矩误差的混合二次型达到最小，保证了混合执行机构在输出力矩误差最小的情况下，力矩输出能力最优。以金字塔构型的CMG集群和正交的RW集群构成的混合执行机构为例，对基于力矩输出能力最优化的混合执行机构操纵律进行合理化分析，证明了引入参数的作用，并且证明了混合执行机构不存在CMG奇异情况。仿真结果表明，基于力矩输出能力最优化的混合执行机构操纵律解决了CMG奇异的问题并使得RW不陷入饱和，输出力矩误差较小，输出力矩能力强，能够应用于航天器大角度机动任务。