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2021年, 第41卷, 第6期　刊出日期：2021-12-25 上一期   

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综述

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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 2021 (6):  1-16.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0076 摘要 ( 618 )   PDF(1102KB) ( 1450 )   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。 相关文章 | 计量指标

论文

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重力梯度力矩作用下近地卫星自旋运动规律分析 蔡立锋, 张国云, 洪涛, 李卫平, 林海晨, 孙振江 2021 (6):  17-24.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0077 摘要 ( 170 )   PDF(2210KB) ( 194 )   为研究近地卫星自旋运动规律，建立了近地卫星在受摄动影响的轨道上运行并受重力梯度力矩作用下的姿态运动模型，推导了自旋角速率满足一定条件下自旋运动的进动角、章动角、自旋角的解析解，对重力梯度作用下的自旋姿态运动规律进行了仿真分析，并用仿真计算结果验证了解析解的正确性。在轨道面缓慢进动情况下，当卫星绕最大主惯量轴自旋时，给出了自旋角速率取值范围表达式，在该取值范围内卫星自旋运动能够跟随轨道面一起进动，自旋轴以恒定的平均角速率进动，章动角在小范围内波动。建立的自旋姿态运动模型和分析结论可用于近地卫星姿态失控后的姿态确定和预测、在轨姿态设计及在轨备份等。 相关文章 | 计量指标

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太阳辐射对环火段通信链路的影响分析及参数设计 孙文, 闫毅, 范亚楠, 姚秀娟, 高翔, 闫文康 2021 (6):  25-33.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0078 摘要 ( 144 )   PDF(4258KB) ( 165 )   深空探测的上合阶段(superior solar conjunction,SSC)，太阳强辐射成为影响地面站接收噪声温度计算分析的关键性因素之一。针对太阳辐射引起的高传输误码率甚至通信中断问题，以火星探测为例，提出一种定量化计算环火段太阳地面站探测器夹角∠SEP的方法，结合角度关系分析了环火段SSC阶段太阳对链路产生影响的原因，重点分析了地面站接收太阳噪声温度与空间链路、空口参数以及天线波束特性之间的关系。研究及仿真试验表明，当天线口径一定时，地面站的接收噪温峰值Tsmax和太阳对地面站的影响时长ti均与通信频率成反比; 在通信频率一定时，Tsmax与天线口径成正比，ti与天线口径成反比；当天线口径固定为34m时，S频段下的Tsmax高达12830K，是Ka频段下的1.8倍，S频段的ti比Ka频段下的ti表现在∠SEP上延长近0.5°。当通信频率固定为S频段时，70m口径天线与18m口径天线相比，Tsmax高出1920K，但是ti表现在∠SEP上缩短约0.53°。结合太阳辐射对通信链路的影响分析，给出了不同∠SEP下的链路参数设计建议，为火星探测链路中的参数设置提供参考。 相关文章 | 计量指标

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GNSS实时动态授时精度分析 董孝松, 孙保琪, 杨海彦, 韩保民, 武美芳, 孟令达, 杨旭海 2021 (6):  34-41.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0079 摘要 ( 236 )   PDF(3464KB) ( 238 )   基于GNSS载波相位观测值的实时动态授时，可有效规避PPP授时对实时精密轨道和钟差产品的依赖问题，对短距离动、静态高精度时间用户具有重要意义。为了更好地验证GNSS实时动态授时性能，基于中国科学院国家授时中心时间频率资源和三个GNSS跟踪站长达2个月的观测数据，以GPS系统为例开展了授时试验。与事后PPP时间传递相比，实时动态授时结果差异STD优于0.15ns；与光纤双向时间传递结果相比，实时动态授时结果差异STD优于0.5ns。试验表明，GNSS实时动态授时精度能够达到亚纳秒量级，可为下一步推广应用提供重要参考。 相关文章 | 计量指标

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非合作失效航天器绳系拖曳系统研究 孙瑞琦, 祁瑞 2021 (6):  42-53.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0080 摘要 ( 138 )   PDF(7634KB) ( 103 )   空间碎片的不断增加给人类航天活动的开展和在轨资产的安全造成严重威胁。在已经提出的多种空间碎片主动清除方式中，绳系拖曳（tethered spacetug，TST）系统因有较好的应用前景而受到广泛关注。部分失效航天器因星上器件损坏且姿态控制系统异常，始终将姿态维持在某一特定指向，针对此类具有典型的非合作特征的大型空间碎片，开展绳系拖曳动力学与控制研究。将拖船和目标均视作刚体，用牛顿法建立了TST系统的动力学模型；根据目标姿态稳定方式分为自旋稳定和三轴稳定两种情况，开展了绳系拖曳动力学分析与控制设计，并考察了系绳在失效航天器表面连接点位置对系统稳定状态的影响。仿真结果表明，拖船和失效航天器会在系绳连接下表现出抗衡特点，最终系统会稳定在不同的均衡状态附近。此研究为安全清除尚有残余姿态控制能力的失效航天器中相关拖曳动力学与控制问题提供了参考。 相关文章 | 计量指标

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基于光学测角数据的风云四号同步轨道卫星精密定轨 刘思语, 黄勇, 毛银盾, 贾耀红, 鲁文强, 黄乘利, 郑景辉, 杨鹏 2021 (6):  54-62.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0081 摘要 ( 179 )   PDF(5103KB) ( 163 )   针对风云四号同步卫星的精密定轨和精度评估需求，首先利用地面光学测角数据对FY-4A卫星进行精密定轨，定轨后方位角和高度角的残差rms分别为0.25＂和0.45＂。与基于测距数据的轨道相比，位置精度在有测角数据的弧段内小于50m。进一步联合测角数据和测距数据对FY-4A卫星进行联合定轨，定轨后轨道重叠精度优于15m。利用联合定轨结果评估了基于测距数据的实时轨道产品精度，可以明显发现轨道精度随着测距数据的积累而逐步提高。 相关文章 | 计量指标

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空间临近目标行为辨识方法 王扬洋, 林彬, 杨夏, 张小虎 2021 (6):  63-71.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0082 摘要 ( 156 )   PDF(5200KB) ( 241 )   针对侦察卫星通过变轨等方式抵近目标的对天观测行为，提出了一种基于视觉特性的临近目标行为辨识方法。通过对序列图中抵近目标上特征点进行跟踪以得到其轨迹变化；针对目标可能存在的异常行为在图像当中的表征进行分析，结合已得信息构建特征参数并对目标行为进行判断；最后通过试验对辨识算法进行验证。试验结果表明：该算法能对不同光照条件下的连续图像进行处理，实现对临近目标通过主体姿态变化进行对天侦察行为的有效辨识。 相关文章 | 计量指标

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深空探测器在轨推力器参数辨识方法 信思博, 赵训友, 郑艺裕, 李绿萍 2021 (6):  72-78.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0083 摘要 ( 144 )   PDF(2703KB) ( 247 )   针对中国首次自主火星探测任务需要，结合环绕器质量特性和推进系统布局构型，分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上，通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律，计算整器角动量变化情况，并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差；通过同组推力器作用时对各轴的扰动，解算整器质心坐标。利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况，解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对，实测推力方向偏差不超过0.6°，质心绝对偏差小于18mm，验证了计算方法的有效性和正确性，可作为后续轨控任务的点火方向制定、燃料预算的输入依据。 相关文章 | 计量指标

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基于多特征融合的航天器锂电池健康评估技术 杨同智, 党建成, 钟靓, 刘洋, 刘廷玉 2021 (6):  79-84.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0084 摘要 ( 159 )   PDF(1882KB) ( 211 )   传统的航天器蓄电池可靠性试验按照最大放电深度进行定额充放电，所构建的失效模型用于支撑航天器总体可靠性设计，不能用于在轨锂离子蓄电池健康评估任务；航天器在蓄电池遥测的采样率、精度、样本量方面无法与民用领域相比，基于高采样、大样本的民用蓄电池健康估计方法也不适用于在轨锂离子蓄电池健康评估。针对该问题，从在轨航天器蓄电池数据特性出发，挖掘在轨状态下所能提取的退化特征，并采用多特征综合评价方法，设计了一种基于多特征融合的在轨锂离子蓄电池健康评估方法，实现了在轨蓄电池放电内阻、同放电深度下的终端电压、恒压充电时间3项退化特征融合的健康量化评估，应用于某型号卫星的在轨监测与健康评估，具有良好的工程实用性，可作为国内航天器健康评估技术的参考。 相关文章 | 计量指标

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TopPixelLoss:类别不均衡的遥感影像语义分割损失函数 袁伟, 许文波, 周甜 2021 (6):  85-90.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0085 摘要 ( 229 )   PDF(2754KB) ( 396 )   针对遥感影像中类别不均衡的小目标分割效果不理想的问题，提出了一种类别不均衡小目标二分类分割的损失函数——TopPixelLoss损失函数。首先计算出每个像素的交叉熵，然后将所有像素的交叉熵按从大到小进行排序，随后确定一个K值作为阈值，筛选出前K个交叉熵最大的像素，最后对于筛选出的K个像素交叉熵取平均，做为损失值。在ISPRS 提供的 Vaihingen 数据集上，使用PSPNet网络与普通交叉熵、FocalLoss、TopPixelLoss三种损失函数分别对车辆进行二分类分割试验。结果表明，不同的K值，使用TopPixelLoss损失函数的平均交并比（MIoU）、F1-score、准确度（ACC）都最高;当K值为5×104时效果最佳，MIoU、F1-score、ACC分别比FocalLoss提高了3.0%、5.0%、0.1%。TopPixelLoss损失函数是一种针对类别不均衡分割非常有效的损失函数 相关文章 | 计量指标

嫦娥五号探测器专栏

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月面无人自动采样返回飞行程序设计与实现 盛瑞卿, 赵洋, 邹乐洋, 陈春亮, 朱舜杰, 黄昊, 杜颖, 彭兢 2021 (6):  91-102.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0086 摘要 ( 163 )   PDF(6698KB) ( 208 )   针对嫦娥五号飞行程序多舱段、多任务、系统控制复杂的设计特点和难点，采用传统的飞行程序设计方法工作量大，状态控制困难，很难满足任务要求。提出了一种新的基于状态转移的方法对飞行程序进行系统建模，首先将整个飞行过程分解成若干模块状态机；然后针对每个模块状态机的功能划分为状态触发器、评估器、执行器和确认器，并分别开展建模设计；最后通过状态触发器和确认器将各个功能模块进行连接，形成整个飞行程序的有限状态机描述。相比传统方法，该方法具有通用性、可扩展性和可复用性等特点，对于规范飞行程序设计，描述复杂的飞行任务过程有很大的优势。采用该方法对嫦娥五号飞行程序进行了建模和设计，并给出了典型飞行过程的设计结果。在轨飞行试验结果表明，该方法可以满足飞行任务的要求，确保了嫦娥五号在轨飞行控制任务圆满成功。 相关文章 | 计量指标

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月面无人自主采样返回任务动力下降点确定及验证 赵洋, 盛瑞卿, 陈春亮, 张晓文, 邹乐洋, 高珊, 黄昊 2021 (6):  103-113.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0087 摘要 ( 120 )   PDF(9170KB) ( 127 )   动力下降点确定是实施月面软着陆的重要环节，是多系统间复杂迭代的过程，涉及轨道设计、制导律设计、着陆目标的采样区确定、着陆及起飞安全分析。其设计结果直接影响了最终着陆点的位置和着陆过程的着陆安全，也间接影响采样安全和采样工程目标的实现结果。针对嫦娥五号在实施月面软着陆前确定动力下降点的任务需求，提出了通过多次轨道控制与最优标称制导轨迹搜索联合控制策略的动力下降点确定方法。首先，根据月面无人自主采样返回任务设计总结了动力下降点确定原理和约束条件；然后，详细论述了月面无人自主采样返回任务软着陆过程动力下降点确定方法；最后，通过嫦娥五号在着陆前主要的几次轨控实施结果分析了其对动力下降点的影响，同时综合了着陆区地形分析及着陆、起飞安全性分析，对动力下降点进行确定并根据最终在轨飞行结果进行验证。验证结果表明，基于“逐次逼近寻优方法”的月面软着陆环节动力下降点的确定方法有效，可以为后续地外天体软着陆等任务提供参考和借鉴。 相关文章 | 计量指标

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日地L1点探测任务设计与结果分析 邹乐洋, 高珊, 赵晨, 乔德治, 李晓光, 孟占峰 2021 (6):  114-122.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0088 摘要 ( 219 )   PDF(4145KB) ( 214 )   日地L1点是太阳观测任务的理想观测点，对于中国后续太阳观测任务具有重要意义，因此在嫦娥五号的拓展任务阶段设计并实施了中国首次日地L1点探测任务，通过在轨飞行验证了日地L1点转移轨道、环绕轨道设计的正确性，对日地L1点的测控链路环境、太阳辐照环境、三体动力学环境、空间辐射环境等飞行环境进行了探测和验证。轨道飞行和各项环境探测的结果与设计模型的预示结果之间比对一致性较好，通过在轨飞行数据验证了设计模型的正确性。各项试验获得了预期的技术成果，进一步丰富了嫦娥五号任务的成果产出，对中国后续深空探测任务和产品的设计具有重要借鉴意义。 相关文章 | 计量指标

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月面高温下推力器可靠性试验 于杭健, 彭兢, 舒燕, 赵京, 蒋凡 2021 (6):  123-131.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0089 摘要 ( 128 )   PDF(4234KB) ( 89 )   嫦娥五号着陆上升组合体落月后将经历月昼强红外辐射环境，由于推力器喷管导热影响，使推进剂管路与电磁阀面临高温环境，推进系统存在管路内氧化剂汽化和推力器性能下降甚至无法正常工作的问题，影响上升器月面起飞正常姿态控制。为了研究高温下推力器的工作性能，进行了高温下氟塑料阀芯与氧化剂相容性调研，提出了电磁阀和推力器可靠性增长及可靠性验证试验方法，分析了温度与电磁阀阀芯行程的关系，获取了高温环境下推力器的稳态及脉冲工作性能，在小子样条件下评估了推力器可靠性置信下限及月面起飞上升推进系统可靠度，通过月面高温排气及月面起飞上升姿态控制对研究结果进行了航天器在轨飞行验证，圆满完成了上升器月面起飞上升任务。所提出的研究方法及思路具有很好的工程适用性。 相关文章 | 计量指标

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嫦娥五号探测器热平衡试验方案设计与实现 宁献文, 蒋凡, 陈阳, 张栋, 王玉莹, 薛淑艳 2021 (6):  132-137.  doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0090 摘要 ( 236 )   PDF(4036KB) ( 264 )   针对嫦娥五号探测器热平衡试验中面临的难题，在分析以往国内外航天器热平衡试验技术现状基础上，依据验证充分、有效与全面的原则，构建出一套探测器热平衡试验方案，提出一种基于“专用红外吸收式空间外热流模拟方式”的热平衡试验方法，设计了典型试验工况，同时优化了试验技术流程。地面热平衡试验结果结合在轨飞行数据表明：热平衡试验方案能够有效验证热控设计的正确性，专用红外吸收式外热流模拟装置偏差造成的温度影响不超过2℃，热平衡试验工况设置合理，技术流程优化，热分析模型相关性工作可使热分析模型更加准确可信。 相关文章 | 计量指标