中国空间科学技术

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LEO卫星通信网络的移动性管理

贺达健, 游鹏, 雍少为

2016 (3): 1-14. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0034

摘要 ( 1190 )

PDF(1144KB) ( 3085 )

近年来，低轨道LowEarthOrbit,LEO）卫星通信网络以全球覆盖、低传输时延、低功耗链路、较强的抗毁性等特点而受到广泛关注，是未来全球移动通信系统的重要组成部分。移动性管理是构建LEO卫星通信网络的关键技术，为推动移动性管理问题的研究，文章从LEO卫星通信网络的结构和特点入手，阐述了LEO卫星通信网络中移动性管理的分类，并分析了其相比地面移动无线网络的特殊性。从链路层、网络层、传输层三个协议层次综述了近年来LEO卫星通信网络移动性管理研究的国内外现状，重点介绍了移动IPv6（MobileIPv6,MIPv6）和无缝IP分集通用移动性结构（SeamlessIP-diversitybasedGeneralizedMobilityArchitecture，SIGMA）在LEO卫星通信网络中的应用。最后，指出了移动性管理的发展趋势。

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低功率氮氢电弧加热发动机非平衡数值模拟

魏延明, 何青松, 王海兴

2016 (3): 15-23. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0035

摘要 ( 855 )

PDF(1595KB) ( 1042 )

文章对低功率氮氢电弧加热发动机进行了双温度化学非平衡数值模拟研究，模型中包含总的能量方程和电子能量方程，等离子体组分包括分子、原子、离子和电子等7个组分，采用的化学动力学模型中包含了氮氢组分解离、电离等重要的动力学过程，气体的物性根据当地的组分和温度实时计算。通过计算获得了发动机内部气体温度及各组分数密度分布。结果表明，发动机轴线附近等离子体接近热力学平衡，而在发动机阳极壁面电弧贴附区域等离子体明显偏离热力学平衡；计算获得的组分分布表明电弧加热发动机内存在反混合过程，即发动机内各组分分布与入口浓度分布明显不同。氢组分由发动机中心到阳极壁面沿径向呈现先减小后增大的趋势；而氮组分的浓度分布趋势与氢组分相反；进一步的分析表明，发动机内各组分的扩散主要受到气体解离和电离过程引起的浓度梯度所驱动。

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空间站柔性机械臂辅助舱段对接动力学分析

危清清, 王耀兵, 唐自新, 张大伟

2016 (3): 24-31. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0036

摘要 ( 1113 )

PDF(1288KB) ( 1283 )

为验证空间站柔性机械臂系统在有初始位置、姿态误差的情况下能否成功完成辅助舱段对接任务，文章建立了空间站柔性机械臂辅助舱段对接动力学模型，模型考虑了对接机构的接触碰撞，依据关节精细动力学模型、力矩控制方法和阻抗控制程序进行了空间柔性机械臂辅助舱段对接过程仿真。仿真结果表明，当关节输出端位置测量精度为17位时，依靠阻抗控制的方法，空间柔性机械臂在主动舱存在最大位置误差150mm，最大姿态误差2.5°的情况下仍能完成对接；对接成功后，空间柔性机械臂系统控制力迅速下降，仍然能较好地保持构型，不会影响对接舱段的安全。

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精密进近阶段的多系统GNSS组合RAIM可用性算法及分析

蒋虎, 袁运斌, 王海涛, 欧吉坤, 蒋振伟

2016 (3): 32-40. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0028

摘要 ( 1021 )

PDF(24780KB) ( 482 )

给出了多系统全球卫星导航系统（GNSS）组合接收机自主完好性监测（ReceiverAutonomousIntegrityMonitoring，RAIM）可用性计算方法，在此基础上利用GPS、GLONASS实测数据与BDS、Galileo全星座仿真数据，分析了BDS、GPS、GLONASS和Galileo不同组合在精密进近阶段的RAIM可用性。通过试验分析发现，BDS的5颗地球同步轨道卫星和3颗倾斜地球同步轨道卫星对亚洲、非洲和欧洲大部分地区的RAIM可用性有很大的贡献。这些地区站星间几何观测结构得到改善，使得RAIM可用性相对于其他地区有很大幅度的提升。在亚太地区APV-I阶段单系统导航情况下，北斗导航系统RAIM可用性达到99.5%，高于其他三个导航系统。在精密进近阶段（APV-I、APV-II和CAT-I），BDS与其他导航系统（GPS、GLONASS和Galileo）的组合导航可以满足全球大部分区域的RAIM可用性需求，大多可达到100%。

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考虑运动副间隙的剪式线性阵列可展结构动力学分析

李博, 王三民, 袁茹, 智常建

2016 (3): 41-49. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2016.0020

摘要 ( 1095 )

PDF(1153KB) ( 1547 )

为了精确研究剪式线性阵列可展结构的动力学性能，在该机构的运动副中引入间隙,通过含间隙转动副元素之间的运动规律建立了该运动副的运动学模型。基于Gonthier接触力模型和修正的Coulomb摩擦力模型分别计算了含间隙转动副元素之间的法向与切向接触力。进一步把该接触力转换到间隙运动副所联接的杆件与滑块的质心处，并将其集成到剪式可展结构动力学模型的广义力中，从而成功地将关节间隙效应引入到可展结构中。采用一种新的违约校正法直接对系统的坐标和速度进行修正，避免了数值结果的发散并可确保将违约控制在给定的精度范围内。通过数值分析预测了运动副间隙对剪式线性阵列可展结构动力学性能的影响，为研究可展结构的运动精度和机构设计提供了参考和依据，拓展了间隙碰撞模型的应用范围，有利于工程实际应用。

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空天飞机再入轨迹的变精度序列优化方法

朱俊杰, 余雄庆*, 罗东明, 王宇

2016 (3): 50-56. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0032

摘要 ( 886 )

PDF(1164KB) ( 1452 )

为提高空天飞机再入轨迹优化方法的稳健性和精度，提出一种变精度序列优化方法。优化计算过程分为3个步骤：首先进行预优化，即在粗离散情况下，应用混合优化方法进行轨迹优化，获得各时间点设计变量的最优解；然后对预优化的结果进行一元全区间插值处理，获得细离散情况下设计变量的初值；最后进行精细优化，获得精度更高的计算结果。算例结果表明，变精度序列优化方法能稳健地求解空天飞机再入轨迹优化问题,并能以较少的计算量获得满足精度要求的优化结果。

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航天器姿态敏感器的太阳干扰范围计算方法

蔡建, 宋利芳, 蒋庆华

2016 (3): 57-62. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0029

摘要 ( 783 )

PDF(1576KB) ( 1177 )

在轨航天器姿态敏感器数据发生跳变是由于故障原因还是受太阳干扰影响，通常需要在收到遥测数据后方能确定，存在不直观、不及时等问题。为此，提出了一种简单直观的航天器姿态敏感器受太阳干扰范围的计算方法，该方法仅依赖于太阳高度角和方位角两个变量，由于这两个变量仅与航天器轨道和太阳方位有关，具有特定的变化规律，因此可对姿态敏感器受太阳干扰的范围进行预先估算。该方法可为在轨航天器姿态敏感器数据变化和故障分析提供手段，也可为航天器姿态控制系统的设计、姿态敏感器的配置与安装提供帮助。对于某些敏感器来说，还可以进一步验证其在轨对阳光的抑制能力。仿真验证了该方法的正确性。

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月球天梯力学特性研究

李蒙, 陈伟跃, 杨胜, 高旭

2016 (3): 63-69. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0030

摘要 ( 913 )

PDF(3142KB) ( 945 )

月球天梯的构型对其力学特性和质量特性起决定性作用，直接关系到天梯建造材料的选取。目前对月球天梯的研究集中在组合横截面积构型上，未对其他构型天梯的特性展开深入研究。针对这一问题，文章进行了不同构型月球天梯的力学特性研究。建立了月球天梯动力学模型，分别将天梯缆绳线密度和应力作为常值，推导了等横截面积和变横截面积两种新构型月球天梯的动力学方程和质量特性方程，进行了不同构型天梯关键特性参数的计算和对比分析。研究结果表明，变横截面积天梯可将最大应力设计为任意恒定值，降低了对材料极限应力的要求，其总质量小于等横截面积和组合横截面积天梯，为最优构型方案。

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考虑热物性变化的月壤温度数值模拟

罗祖分, 宋保银, 曹西

2016 (3): 70-76. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0031

摘要 ( 844 )

PDF(3142KB) ( 1367 )

探月设备的热分析设计依赖于真实有效的月面热环境信息。借助于ANSYS热分析模块，建立了月壤导热系数随密度和温度变化、热容随温度变化的变热物性月壤温度求解模型，分别计算了月面纬度为26°和赤道地区的月表温度，探讨了赤道地区浅层月壤的温度分布。其中，月表温度计算结果与实测数据良好的一致性表明计算模型和所用计算参数适用可靠；而通过修正月壤导热系数来提高计算结果与实测数据的吻合程度则部分展示了月壤温度计算理论；在探讨赤道地区浅层月壤的温度分布时，文章给出了不同时刻对应的月壤温度剖面和热流剖面，并适度分析了月壤内部热流和导热系数对月壤温度剖面的影响，这些为利用月壤的温度剖面规律进行探月设备的热控设计提供了理论支持。

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GEO卫星基于电推进系统的倾角与偏心率联合控制方法

李强, 周志成, 袁俊刚, 王敏

2016 (3): 77-84. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0037

摘要 ( 994 )

PDF(1436KB) ( 1346 )

针对配置电推力器的GEO卫星位置保持问题，提出一种对倾角与偏心率进行联合控制的方法，建立了求解控制方程的优化模型，并针对优化模型变量多、约束复杂的问题进行降维处理，得到两种简化的求解方法，降低了求解复杂度与计算量，适合星上自主计算。采用联合控制方法，仅靠电推力器就能够同时实现卫星倾角和偏心率的高精度控制，有效降低卫星位置保持总的推进剂消耗。仿真算例表明，与电推力器只控倾角的传统方法相比，在保证偏心率控制精度不变的前提下，采用电推力器倾角与偏心率联合控制方法，15年寿命期内节省推进剂质量39kg。

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尚逸帆，康志宇，张庆展，杨东春

尚逸帆, 康志宇, 张庆展, 杨东春

2016 (3): 85-94. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0033

摘要 ( 1443 )

PDF(5229KB) ( 1087 )

美国和苏联现有的舱外载人机动装置（MannedManeuveringUnit，MMU）推进系统设计均采用两套独立系统互为备份的方式，主系统故障后可以启动备用系统，但备用系统故障则无应对方案，因此制约航天员的安全性和舱外活动能力。文章在常规主备份推进模式基础上提出了应急推进模式，备份推进器发生故障后，根据失效发动机组相对位置关系采用不同应急策略，剩余有效推进器通过联合控制的方式保证航天员六自由度控制。经过可行性分析和仿真计算，证明了应急模式下MMU推进能力有一定降低，但能够为航天员返回提供动力，应急推进模式具有可行性。

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