中国空间科学技术

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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

2014 (1): 1-9. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.001

摘要 ( 1705 )

PDF(364KB) ( 2063 )

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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小倾角GEO卫星多波束天线覆盖特性优化

陈余军, 周志成, 曲广吉

2014 (1): 10-17. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.002

摘要 ( 2185 )

PDF(342KB) ( 1313 )

从轨道、天线和指向控制角度，对小倾角轨道GEO卫星多波束天线对地覆盖特性进行建模仿真和优化研究。首先对小倾角轨道、天线波束安装与排布、倾斜轨道控制以及波束动态指向等问题进行了理论分析与建模，得到了基于姿态偏置控制的天线动态覆盖计算模型；接着构造了天线覆盖性能的评估指标，并从指向角度建立了覆盖特性优化模型；最后，工程算例仿真表明，通过天线指向优化既可以解决覆盖问题，又能改善对服务区的覆盖特性。研究结果表明，文中建立用于覆盖计算、评估和优化的模型合理正确，可用于天线覆盖仿真。

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天基对地观测系统效能评估初探

贺东雷, 李国平, 侯宇葵

2014 (1): 18-25. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.003

摘要 ( 1819 )

PDF(307KB) ( 843 )

针对亟需解决的对地观测系统顶层设计与合理规划问题，建立了效能分析层次化指标体系，采用层次分析法设计指标权重；给出了定量、定性评估指标属性值的获取及量纲为1的归一化方式；构建了基于模糊综合法的系统效能计算模型，基于隶属度函数法、专家打分法分别计算定量指标、定性指标的单因素模糊评估向量；最终提出基于AHP-FCE方法的多层级系统效能综合评估整体流程，并通过数值算例验证了方法的有效性。

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基于凸优化的自主交会迭代制导方法

池贤彬, 岳晓奎, 李鹏

2014 (1): 26-34. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.004

摘要 ( 2086 )

PDF(382KB) ( 1283 )

针对目前航天器自主交会接近制导算法实时性与鲁棒性不足的问题，提出一种基于凸优化的迭代制导方法。该方法利用凸优化技术对椭圆轨道情况下有限推力的航天器相对运动动力学模型化简并进行与最优解等价的凸化处理，再运用原始对偶内点法进行求解，最后使用迭代制导策略对追踪航天器进行制导，大幅提高最优自主交会制导的实时性。针对自主交会最终逼近段的最优接近轨迹进行了数值仿真和蒙特卡洛打靶误差分析。仿真结果表明，提出的制导方法能有效进行最优接近轨迹的实时规划和制导，并且在超近距离交会接近情况下，相对位置制导误差为1μm量级，满足工程应用需求。

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基于遗传算法的航天器再入动态终迹圈研究

胡海龙, 南英, 闻新

2014 (1): 36-41. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.005

摘要 ( 1604 )

PDF(304KB) ( 1625 )

为实现航天器安全准确地沿最优飞行轨迹再入，对航天器再入飞行过程中任意时刻飞行状态，在满足所有约束条件下，计算航天器所能达到的地面最大着陆区域，以判断该时刻飞行器能否到达预定着陆点。文章采用改进的遗传算法对航天器再入飞行轨迹进行优化，结合再入动态终迹圈计算方法，实现再入动态终迹圈的仿真计算。通过对仿真结果的对比分析，得到再入动态终迹圈及相应再入飞行轨迹的特性，对航天器再入飞行制导及航迹规划具有一定的借鉴意义。

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IMU安装及标度因数误差动态参数辨识方法

彭惠, 熊智, 王融, 刘建业, 王洁

2014 (1): 42-49. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.006

摘要 ( 2133 )

PDF(359KB) ( 1453 )

空间飞行器高动态运动特性可能导致惯性导航系统中惯性传感器（Inertial Measurement Unit，IMU）的安装误差和标度因数误差发生显著变化，若不采用动态参数辨识技术加以在线标定和补偿，将可能严重影响导航精度。文章设计了一种IMU安装误差和标度因数误差参数的动态辨识方法，建立了包含安装误差和标度因数误差在内的IMU误差模型，设计了基于卡尔曼滤波的IMU安装误差和标度因数误差参数的动态辨识方案，分析了不同机动飞行方式下IMU安装误差和标度因数误差的可观测性。仿真结果表明，利用所设计的动态参数辨识方法能较为准确地对安装误差及标度因数误差进行在线标定和补偿校正，有效提高了惯性导航系统精度。

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一种KBR系统相位中心在轨标定算法

辛宁, 邱乐德, 张立华, 丁延卫

2014 (1): 50-56. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.007

摘要 ( 1401 )

PDF(291KB) ( 1239 )

为了保证低低跟踪(SST-LL)重力卫星K波段微波测距（KBR）系统在轨测距精度，提出了一种KBR系统相位中心在轨标定算法。首先根据卫星姿态机动律设计了一种姿态控制算法，将卫星姿态控制分为喷气机动控制过程和稳定控制过程，然后将卫星稳定控制过程中的KBR、GPS及星敏感器观测数据代入扩展卡尔曼滤波器中估计出KBR系统相位中心的位置。最后进行了数学仿真验证,结果表明该算法能够对标定过程中的卫星姿态进行稳态控制，姿态稳定控制精度俯仰、偏航优于1mrad，滚动优于3mrad|双星KBR相位中心三轴标定精度均控制在1mm以内，具有良好的稳定精度。

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基于混合推进的地球同步悬浮轨道设计

覃曌华, 付磊, 安效民, 徐敏

2014 (1): 57-62. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.008

摘要 ( 1879 )

PDF(236KB) ( 1445 )

为了满足特定任务对悬浮轨道航天器长期运行的需求，文章研究了基于太阳能电推进〖BF〗（SEP）〖BFQ〗和太阳帆混合动力的地球同步悬浮轨道的推进技术。首先推导了混合推进下太阳帆姿态角与SEP系统加速度之间的关系式|然后对其一阶最优性条件求解单变量极值问题，得到太阳帆姿态角的控制律以及 SEP系统的加速度的极小值|最后进行了算例仿真。仿真结果显示，相对于仅采用太阳能电推进的航天器，采用混合推进策略运行一年，可以节省约57%的燃料。所设计的混合推进策略达到了节省燃料、提高航天器在轨寿命的目的，可以很好地实现现阶段地球同步悬浮轨道的要求。

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环帆伞收口比对开伞性能的影响

高树义, 余莉

2014 (1): 63-70. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.009

摘要 ( 1889 )

PDF(323KB) ( 1315 )

收口伞具有很好的减载效果，为研究收口比对充气性能及阻力面积的影响，文章首次采用流固耦合数值方法对收口伞进行收口比影响研究。首先对某未收口环帆伞进行了流固耦合数值计算，试验结果验证了该数值方法的可行性。之后，在13％~28％范围内选取5种不同收口比进行了充气过程计算，研究了不同收口比下外形、开伞载荷、阻力面积和收口绳张力的变化情况，并拟合出相应的关系公式。研究结果表明：收口比对进气口张开速度没有影响，但会影响进气口、伞顶孔的首次张开时间。收口比和收口直径比、阻力面积比成二次方关系，和最大开伞动载呈线性关系。收口比为19％时，收口绳张力最大。上述结果可以为收口绳的选择及收口比的优化设计提供参考。

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中继卫星系统应用效能提升技术

李于衡, 黄惠明, 郑军

2014 (1): 71-77. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.010

摘要 ( 1533 )

PDF(318KB) ( 892 )

为了提高中继卫星系统服务用户星的数量和响应速度，在现有的中继卫星服务模式基础上，提出了中继卫星伴随测控和中继定点指向策略的设想。伴随测控利用中继卫星星间S/Ka单址天线波束差异和用户星轨道交叉特性，在中继卫星为一个用户星提供中继服务的同时，为星间天线波束内的另一颗用户星提供测控服务，增加了中继服务数量，可以提高中继卫星利用率约8%。针对使用定向天线中继终端的快速测控和数据传输需求，通过设计合理指向点和执行应急策略，提出的中继定点指向策略可以将近地卫星的最快响应时间压缩为原来的1/14。结果表明,这两项技术可以有效地提升现有中继卫星系统的应用效能。

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深空探测单向差分测距几何时延仿真及计算

黄逸丹, 郑为民, 马茂莉

2014 (1): 78-83. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2014.01.011

摘要 ( 2252 )

PDF(272KB) ( 1271 )

本地相关处理方法对单向差分测距（DOR）时延模型精度的依赖远高于常规甚长基线干涉测量(VLBI)时延模型，时延模糊度消除的难度也较高，目前这一方法还未在中国深空探测工程中实现。文章研究了DOR几何时延的计算方法，采用仿真和实测两种方法进行正确性验证。利用仿真DOR几何时延以及DOR信号，采用本地相关方法，获得DOR时延观测量，与仿真实际时延差别小于0.2ps。使用“嫦娥二号”卫星的轨道数据分别计算了DOR几何时延和VLBI几何时延，并做了相应转换。DOR时延与VLBI时延经转化后，吻合在几十皮秒量级。文章验证了DOR时延计算方法的正确性，成果可用于未来月球、火星、金星等深空探测器的DOR射电干涉测量。

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