中国空间科学技术

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月面科研站分布式能源系统研究

袁勇, 赵晨, 曹彦, 刘志强, 胡震宇

中国空间科学技术 2023, 43 (6): 32-42. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2023.0081

摘要（560）

PDF（pc）（3965KB）（1096）

月面科研站是月球科研站的月面探测集群，由多个任务单元组成，包括月面的指挥控制中枢、月面/月地通信系统、月面能源系统以及各个探测任务单元。能源系统是月面科研站的重要组成部分，为了高效地配置、调度和运维能源系统，提出了昼间以光伏发电为主、夜间核电系统进行能源补充的分布式能源系统方案。对月面科研站的分布式能源系统开展研究，分析了各个任务平台的发电能力、分析科研站的用电需求和各种载荷用电特点，对月面科研站分布式能源系统的体系构架进行了对比分析，优选星形构架的分布式科研站能源系统方案。提出10kW级长期载荷供电方案和系统构成，对月面科研站能源系统的关键技术和建造方式进行分析，能够应用于后续月面科研站的能源系统建设和组织运维。

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“句芒”号卫星超光谱探测仪设计与系统验证

井亚舟, 段鹏飞, 李碧岑, 王伟刚, 安宁, 夏晨晖, 崔博伦

中国空间科学技术 2023, 43 (6): 142-149. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2023.0093

摘要（440）

PDF（pc）（4846KB）（406）

随着双碳目标的提出，碳监测定量化遥感技术的发展需求日益迫切，对日光诱导叶绿素荧光定量化的遥感监测可以作为植被实际光合作用效果和碳循环效能评价的重要手段。介绍了“句芒”号卫星的有效载荷之一超光谱探测仪的性能指标、设计方案、系统组成、验证结果及在轨运行情况。超光谱探测仪是面向太阳诱导植被荧光探测的精密光学仪器，系统采用了推扫成像和光栅色散分光的技术方案，经过测试验证，光谱分辨率优于0.3nm，地面像元分辨率达到1.5km，典型输入辐亮度条件下系统信噪比优于500，各项指标均满足和优于探测任务需求，具备高光谱分辨率、高信噪比、高稳定性的探测能力，其良好的表现将在植被监测和碳循环应用等方面发挥重要的作用。

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陆地探测四号01星合成孔径雷达载荷设计与实现

李光廷, 谭小敏, 李财品, 聂世康, 林晨晨, 朱雅琳, 刘波

中国空间科学技术 2025, 45 (4): 123-130. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2025.0064

摘要（778）

PDF（pc）（5812KB）（921）

为了满足国家防灾减灾对SAR系统高重访宽覆盖的要求，设计并研制了世界首颗地球同步轨道SAR卫星－陆地探测四号01星(LT-4)。该卫星采用环形可展形反射面天线加相控阵馈源体制，工作于L频段，轨道的特殊性使该卫星天然具备了高重访宽覆盖的特点。为了对陆地探测四号01星SAR载荷系统进行全面介绍，首先对高轨SAR区别于低轨SAR的特点进行了说明，并给出了SAR载荷的关键性能参数；然后介绍了SAR载荷成像工作过程，阐述了SAR载荷关键设备的主要功能性能；最后对十余年的载荷研制历程进行了简述，并给出了载荷集成测试项目与试验验证情况。SAR载荷首次开机成像即得到世界首幅高轨SAR图像，图像信息丰富，载荷在轨状态稳定。成像结果表明陆地探测四号01星SAR载荷设计合理，地面测试与验证充分，可以为国灾防灾减灾提供有利的信息支持。

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月球参考架的实现与发展

黄勇, 郑晋军, 曲伟菁, 常希诺, 耿仁方

中国空间科学技术 2026, 46 (5): 1-15. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2026.0082

摘要（84）

PDF（pc）（3151KB）（84）

月球参考架是实现高精度月球导航、测绘及科学探测的战略性基础设施。本文系统综述了月球参考架的定义、实现技术与发展趋势。阐述了月球参考架的基本概念，包括月球参考系和月球参考架的区别，重点分析了主轴（PA）坐标系与平均地球/自转轴（ME）坐标系这两种主流定义的实现原理及其相互转换关系。系统梳理了月球参考架的维持与精化技术，涵盖月球激光测距（LLR）、甚长基线干涉测量（VLBI）和摄影测量等技术。探讨了地月导航系统对实现月球参考架的作用，地月导航系统作为地月空间核心基础设施，是构建月球参考架的关键技术支撑。未来月球参考架的发展将聚焦强化高精度观测技术，完善多源数据联合处理，加快标准化进程，强化国际协同，推动国际月球参考架成为全球统一的月球时空基准，服务人类月球探测。

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LHT40低功率霍尔推力器放电特性试验

陈新伟, 顾左, 高俊, 郭宁, 王尚民, 赵勇, 冯杰, 史楷, 蒲彦旭, 李贺

中国空间科学技术 2021, 41 (5): 65-74. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0068

摘要（424）

PDF（pc）（6187KB）（482）

为了获得300W级混合励磁模式低功率霍尔推力器的放电特性，采用一套高精度激光微推力测量装置和集成离子流诊断装置获得推力器不同工况下推力、比冲、效率、束流发散角和质量利用效率的变化特性。试验结果表明，推力器的推力、比冲、阳极效率在200～300V存在一个最大值；放电电流、放电电压呈现无阻尼谐波振荡特性，其一阶频率大约4.05kHz。在恒定电场和磁场下，推力器束流离子电流密度呈现双极扩散的结构；阳极流率增大至0.95mg/s时，离子电流密度呈现典型的双峰结构，质量利用效率与质量流率呈现正相关的特性。

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空间太阳能电站微波能量反向波束控制技术

董士伟, 侯欣宾, 王薪

中国空间科学技术 2022, 42 (5): 91-102. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2022.0070

摘要（629）

PDF（pc）（11662KB）（525）

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。

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地月及深空探测先进电推进技术的发展

吴辰宸, 耿海, 王紫桐, 李得天

中国空间科学技术 2023, 43 (5): 13-23. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2023.0064

摘要（622）

PDF（pc）（7207KB）（831）

聚焦地月及深空探测关键技术之一——空间电推进技术，介绍了空间电推进的技术内涵和中国电推进应用现状，从任务特点、电推配置、应用效益等维度剖析了国际上典型的基于电推进的地月及深空探测任务。瞄准中国深空探测领域未来发展需求，针对月球探测、小行星探测、载人火星探测、太阳系边际探测和地月空间科学探测5种典型场景，分别介绍了电推进优化应用策略，梳理了面向深空探测的先进电推进关键技术体系和发展重点。最后，按照“一中一超一微”的发展思路给出了空间电推进技术发展建议，为后续空间电推进在地月及深空探测领域实现更加广泛的应用提供参考。

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星历模型下基于多重打靶拼接的长期近直线晕轨道

朱彦伟, 蒋昕玙, 陈昱桔, 郑清标, 王鹏

中国空间科学技术 2026, 46 (4): 139-149. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2026.0065

摘要（184）

PDF（pc）（9516KB）（66）

近直线晕轨道是地月空间航天器的一种典型任务轨道，其独特的动力学特性使得工程上需要设计出覆盖航天器寿命的长期稳定运行和低能耗保持轨道。针对高精度动力学模型下近直线晕轨道对初始参数敏感、数圈轨道后易发散等难点，提出了一种基于多重打靶拼接的长期近直线晕轨道设计方法，其基本原理是将轨道拆分为若干个可以用多重打靶进行星历模型转换的小段，分别将其用多重打靶转换至星历模型下，然后再利用多重打靶将其逐渐拼接起来，最终形成完整的长期星历参考轨道。在此基础上，通过基于靶点法的低能耗保持控制策略分析了长期轨道保持代价，进而可评估所设计轨道的性能。对L1、L2两种情况的仿真分析表明，所生成的近直线晕轨道持续时间能达到15年以上，年轨道维持代价工程上可以接受。所提出的设计方法适用于地月空间L1、L2的长期近直线晕轨道生成，满足航天器全寿命轨道设计要求。

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中国通信卫星技术创新及未来发展

周志成, 李砥擎, 谭小敏, 陈东, 仲小清, 靳凡, 王兴龙, 陈余军

中国空间科学技术 2026, 46 (3): 34-46. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2026.0035

摘要（844）

PDF（pc）（5761KB）（1302）

通信卫星作为卫星通信系统的核心关键环节，其发展直接关乎着未来新一代通信网络构建和航天产业化建设。本文综述了国际通信卫星系统的发展现状；系统总结了近十年中国民商用通信卫星的技术创新及应用情况；分析了中国高通量卫星、手机直连卫星、卫星互联网技术与国外的差距；提出了“协同组网、星地融合、智能管控”的发展思路；提炼了未来中国通信卫星发展的高中低轨协同组网、星地融合通信网络、智能化资源动态管控、超大容量全灵活通信和高集成智能化平台等核心方向与技术。为中国新一代通信卫星发展、星地一体融合通信网络建设提供支撑。

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基于高轨航天器的GNSS接收机技术

高阳, 王猛, 刘蕾, 车欢, 张骞

中国空间科学技术 2017, 37 (2): 101-109. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2017.0015

摘要（1470）

PDF（pc）（7655KB）（1704）

全球导航卫星系统（GlobalNavigationSatelliteSystem，GNSS）应用于高轨航天器时，因轨道高于导航卫星，可见星数量急剧减少，空间信号功率微弱，信号的快速捕获和跟踪十分困难。文章对高轨地球同步轨道（GeosynchronousEarthOrbit，GEO）接收技术进行了研究。以中国实践十七号卫星为研究对象，采用官方正式发布的发射天线方向图对GEO下GNSS信号特征及可用性开展研究分析，并针对高轨道航天器GNSS信号微弱的特点，采用长时间积分处理的梳状滤波方法、差分相干累加比特同步算法和基于动力学模型补偿的扩展卡尔曼滤波自主定轨算法设计GNSS接收机，并在半物理仿真平台进行了测试验证。试验结果表明：GNSS接收机捕获灵敏度优于-173dBW，跟踪灵敏度优于-175dBW，定轨位置精度优于50m，速度精度优于0.01m/s。

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低轨巨型星座构型设计与控制研究进展与展望

阮永井, 胡敏, 云朝明

中国空间科学技术 2022, 42 (1): 1-15. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2022.0001

摘要（1870）

PDF（pc）（4662KB）（3387）

近年来低轨星座计划发展迅速，低轨巨型星座已成为全球争夺空间战略资源的“新战场”。首先，概述了Telesat、OneWeb、Starlink等低轨巨型星座计划的发展现状，以及中国互联网星座计划的基本情况。在此基础上，分别从星座的任务需求、覆盖特性、摄动补偿和备份策略4个方面，综述了星座的构型设计方法及其特点。然后，根据卫星从发射入轨到离轨整个星座构型的控制流程，梳理了低轨巨型卫星星座的初始化控制、保持控制、重构控制，以及卫星的碰撞规避控制和离轨控制的方法和特点。最后，对未来低轨巨型星座构型设计和构型控制技术的研究方向进行了展望。

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柔性张拉薄膜可展开空间天线研究现状与发展趋势

周晓涛, 马小飞, 李欢笑

中国空间科学技术 2022, 42 (4): 77-91. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2022.0055

摘要（919）

PDF（pc）（14136KB）（778）

柔性张拉薄膜可展开天线是将柔性电子、柔性薄膜材料、柔性结构和柔性展开技术融合创新的一种具有广泛应用前景的大型可展开空间天线，具有轻质、高展收比、高增益和波束灵活的特点，可有效满足遥感、通信、深空探测卫星的特殊需求。阐述了柔性张拉薄膜可展开天线的特点与研究现状；对空间薄膜天线研制的基础理论及综合测试方法进行了总结；结合具体工程问题，论述了大型可展开空间薄膜天线研制所需要解决的关键技术难题，并进一步分析了薄膜天线的技术发展趋势。

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微流控氧化硅纳米流体强化流动沸腾传热

陈洪强, 高权, 马祥, 张永海, 魏进家

中国空间科学技术 2024, 44 (5): 66-74. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0074

摘要（416）

PDF（pc）（8788KB）（246）

利用纳米流体增强微通道流动沸腾传热是提高高功率电子设备传热性能的有效方法。然而，传统的纳米流体面临制造过程复杂、稳定性差以及无法控制纳米颗粒尺寸的挑战，对整体传热效率产生负面的影响。开发了一种简单的微流控合成策略，能够以连续、高效和高通量的方式制备高度稳定且尺寸可控的二氧化硅纳米流体。特别设计的螺旋微通道反应器仅需通过流速调节，便可实现连续流一步法合成具有30~110nm可控粒径的稳定纳米流体。流动沸腾传热实验结果表明，在较高的流速下（0.4m/s），较小尺寸的纳米颗粒（≤55nm）的传热性能优于较大尺寸（110nm）的纳米颗粒，对于临界热通量（CHF）和传热系数（HTC）的增强分别达到90.9%和68%。沸腾表面润湿性的提高、表面高效成核以及改善的汽泡动力学特性为传热性能的强化提供了理论解释。这些发现不仅为纳米流体的可控制备提供了新方法，还为航空航天、电力电子等功率器件的高效两相芯片冷却提供了新思路。

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基于动态逆法的欠驱动航天器姿态机动控制

桂海潮, 徐世杰, 金磊

中国空间科学技术 2014, 34 (1): 1-9. DOI: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.001

摘要（1829）

PDF（pc）（364KB）（2140）

针对轴对称欠驱动航天器的姿态机动控制问题，在欠驱动轴为对称轴且沿该轴的角速度为零的情况下，结合广义动态逆法和退步控制，设计了使姿态误差全局收敛的切换控制律。通过引入饱和函数和恰当的选择控制增益，消除了控制律在初始时刻和稳态阶段可能出现的奇异，同时避免了在机动初始阶段可能出现的大幅超调。经过严格的理论分析，证明在所设计的控制律作用下，姿态误差全局收敛，且控制律至多出现一次切换，不会出现颤振问题。数值仿真结果表明了该法的有效性。

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System design and validation of Queqiao-2 lunar relay communication satellite

ZHANG Lihua, XIONG Liang, SUN Ji, CHEN Luojing, XIAO Chuan, ZHOU Wenyan, WANG Yong, LIU Wangwang, GUAN Yifeng, CHEN Tao, YU Xiaochuan, XU Jin, CHEN Guohui, CAO Xiaoping

中国空间科学技术 2024, 44 (5): 23-39. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0071

摘要（1111）

PDF（pc）（8335KB）（991）

In order to provide relay communication supports for future Chinese lunar exploration program，Queqiao-2 relay communication satellite was developed.Queqiao-2 can perform scientific observations with three kinds of scientific instruments on board.The system design of Queqiao-2，including mission orbit and transfer orbit design，configuration and layout design，housekeeping and information flow design，power supply and distribution design，GNC and propulsion system design，communication links design，etc.，was accomplished through comprehensive tradeoff and evaluation on technical maturity，availability，schedule，cost，and so on.With a view to reducing development risk，both the platform and relay communication payloads were developed based on significant heritage from previous Queqiao relay satellite and other relevant spacecraft.Queqiao-2 features flexible system architecture to support multiple frequencies，modulations，data rates and software reconfigurations to meet new user requirements.Subsequent to a successful launch on March 20，2024，by means of 5 orbit maneuvers，Queqiao-2 was inserted into a highly elliptical frozen mission orbit around the moon with a 24h period on schedule.Following on-orbit tests and calibrations，Queqiao-2 has possessed the capacity to provide reliable relay communication services to multiple lunar exploration missions，as well as the capacity to perform scientific observations.Under the support of Queqiao-2，Chang′e-6 achieved its ambitious mission goal to collect and return samples from the moon′s mysterious far side.In the meanwhile，Queqiao-2 has also paved the way for the following Chinese lunar exploration missions including Chang′e-7 and Chang′e-8.The design life time of Queqiao-2 is more than 8 years.Benefit from flexibility and extensibility of relay communication system design，it is convenient to provide relay communication services for future lunar exploration missions of both China and other countries.In addition，innovative scientific observations would be performed during the period that no relay communication task is arranged.The system design of Queqiao-2 reflects the development philosophy of technical innovations and inheritance integration.Based on highly flexible and extensible system architecture，multiple and concurrent relay communication mission requirements can be met.It can provide strong supports for future lunar exploration missions.Successful launching，orbit entering and on-orbit tests of Queqiao-2 verified the correct design principle and versatility.By means of Queqiao-2，more innovative scientific outcomes are anticipated and lunar exploration activities can be facilitated.

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航天器用机械泵驱动两相流体回路在轨测试性能分析

孟庆亮, 韦广朗, 于峰, 杨涛, 赵振明, 朱许

中国空间科学技术 2025, 45 (4): 70-78. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2025.0059

摘要（859）

PDF（pc）（7542KB）（1016）

机械泵驱动两相流体回路（Mechanically Pumped Two-phase Loop, MPTL）是通过流动沸腾过程中气液相变潜热的释放而具有极强传热能力的两相传热装置，其在航天器热控领域具有广泛的研究前景。为研究MPTL产品的在轨微重力环境下的工作性能和稳定性，设计并研制了一套包含屏蔽式离心泵、两相控温型储液器和微小流道蒸发器的MPTL，并在某卫星上对其启动特性、相变传热特性、控温特性进行了测试。测试结果表明，微重力下MPTL展现了良好的传热特性。微重力下两相控温型储液器的控温性能达到±0.1K精度，被动冷却功能得到验证，降温速率达到1℃/min。微泵运转时，储液器气相和液相两个测点形成的温差在0.3～1.0K区间内。两个转速下，蒸发器的控温精度在±0.1～±0.3K区间内。回路发生相变过程时会出现过热现象，并导致蒸发器出口测温点温度高于储液器控温点7～8K。通过对比两个转速下的结果，发现过热时间和过热温度与转速相关。采用毛细结构的两相控温型储液器可以有效保证微重力下MPTL的高精度控温和高效两相流管控功能，气液两相转变特性与回路流量大小相关，蒸发器温度稳定性与其内部流体干度大小相关。

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带有两个飞轮的欠驱动航天器姿态稳定控制研究

金磊;徐世杰;

中国空间科学技术

摘要（2100）

在系统总角动量不为零的前提下,仅带两个飞轮的航天器无法实现本体系相对于惯性系三轴姿态角为零的稳定控制,而已实现的角速度稳定控制和自旋稳定控制也无法满足姿态控制任务的多样化需求。于是在系统总角动量不为零时,首次提出存在最大程度姿态稳定形式为航天器本体三轴角速度稳定,同时固连于航天器的某一特定视线轴指向任意给定惯性方向。利用一种新的姿态描述形式推导出了角速度为零时航天器的目标姿态,然后基于线性化后的系统设计了线性二次型最优控制器。数值仿真表明利用此控制器能实现所提出的姿态稳定形式,这对于无须实现本体系相对惯性系三轴姿态角为零,而只需对固连于本体的天线或相机进行惯性空间定向控制的航天器将完全满足其姿态控制要求,同时也能提高欠驱动航天器的可靠性。

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非合作目标智能感知技术研究进展与展望

牟金震, 郝晓龙, 朱文山, 李爽

中国空间科学技术 2021, 41 (6): 1-16. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0076

摘要（1464）

PDF（pc）（1102KB）（2579）

智能感知是实现航天器在轨精细化操控过程的关键技术，是在轨服务技术智能化的重点发展方向之一。空间目标智能感知包括位姿测量、三维重建与部位识别等关键技术，涉及小样本、多模态、模型适应与高维数据等问题。从工程应用角度出发，对非合作目标智能感知技术的研究现状进行系统的梳理与总结。首先，总结典型非合作在轨感知系统与光学敏感器技术的发展现状；其次，归纳总结了非合作目标智能感知涉及的关键技术；最后，基于研究现状总结和关键技术分析，探讨了非合作目标智能感知目前存在的主要问题，并给出后续发展的建议。

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遥感图像云检测方法综述

刘子力, 杨家俊, 王文静, 史振威

中国空间科学技术 2023, 43 (1): 1-17. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2023.0001

摘要（2336）

PDF（pc）（2660KB）（3037）

光学遥感图像中云层会对地面信息进行不同程度的遮挡，造成了地表观测信息的模糊和缺失，极大地影响遥感图像的成像质量。因此，对遥感图像中云层覆盖的检测和评估是进一步分析和利用遥感图像信息的基础和关键。通过充分的调研和对比总结，梳理了20世纪90年代以来，国内外基于遥感图像的云检测方法的发展趋势和代表性工作。将基于遥感图像的云检测方法分为三类：基于光谱阈值的方法、基于经典机器学习的方法以及基于深度学习的方法。总结了当前国内外云检测公开数据集，并对比了部分代表性工作的云检测精度。此外，简要梳理了与云检测相关的云雾（霾）检测、云雪检测、云阴影检测以及云去除等方法。对当前云检测相关工作中存在的问题和未来的发展趋势进行了分析和展望。

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基于TLE数据的大气密度反演与校正

张衷韬, 张亚坤, 王斌

中国空间科学技术 2024, 44 (1): 54-64. DOI: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0006

摘要（478）

PDF（pc）（13519KB）（433）

用于航天器轨道预报的热层密度模型普遍存在30%左右的误差，影响LEO卫星的精密轨道确定和载荷控制。基于低轨航天器平运动变化与大气密度的关系，使用GRACE（gravity recovery and climate experiment）卫星TLE数据反演2003、2007年沿轨大气密度，通过比较反演值、模型值和实测值的关系分析误差产生原因，使用对数正态分布拟合密度比值。通过分析太阳辐射、地磁指数对大气密度变化的影响，提出一种基于空间环境指数的热层大气密度模型校正与预报方式。使用该方法对2003、2004、2007、2008年的MSIS86模型计算密度进行修正，将模型平均相对误差从33.33%~59.62%降低到11.55%~15.13%，太阳活动低年改进量是高年的1.5~2倍。对2009年经验模型结果进行预报校正，将预报误差降低36~49%，提高了模型精度。

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