中国空间科学技术

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刘玉亮, 邬树楠, 吴志刚, 侯欣宾, 刘宇飞

2016 (5): 1. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0053

摘要 ( 1074 )

PDF(5154KB) ( 1914 )

现有关于空间太阳能电站(SpaceSolarPowerStation，SSPS)轨道动力学的研究中，均将其放置于地球静止轨道（GeostationaryOrbit，GEO〖BF〗），然而这并非最优的工作轨道。文章提出了一种优于ＧＥＯ的地球同步拉普拉斯（GeosynchronousLaplacePlane，GLP）轨道。首先，建立了轨道运动模型及影响轨道运动的摄动模型，包括地球非球形引力摄动、日月引力摄动、太阳光压力摄动及微波反冲力摄动；然后，提出了评估空间太阳能电站轨道的3个指标：接收功率、轨道适用性和安全性，并据此分析了GLP轨道相对于ＧＥＯ的优势。最后，给出了数值仿真算例。结果表明：在发电功率大致相同且满足供电需求的情况下，工作在GLP上的SSPS每年大约能节省用于轨道保持的燃料364534kg。

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一种基于多终端约束的最优制导方法

李超兵, 王晋麟, 李海

2016 (5): 9. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0052

摘要 ( 922 )

PDF(2030KB) ( 1692 )

在航天器主发动机推力大小不可调的前提下，针对5个终端约束下传统迭代制导小角度修正假设的不足，对一种基于多终端约束的最优制导方法进行了研究。在入轨点轨道坐标系下建立航天器的最优控制模型，对横截条件方程组直接进行迭代求解获得制导角度指令，在此基础上，通过对开关机点进行优化以减小未被满足的终端位置约束的影响；进一步，推导了地心惯性系下等效的5个终端约束，并通过引入权重因子来提高制导方程数值求解的精度。标准条件下的仿真结果表明，所提制导方法与传统迭代制导相比，未被满足的终端位置约束精度提高了1595355m，而其余5个终端约束几乎不受影响；蒙特卡罗打靶仿真结果表明，所提制导方法对航天器初始位置和速度偏差具有一定的适用性。

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遥测伪周期时间序列子序列异常检测算法

杜莹, 李四虎, 胡绍林, 章乐, 王飞

2016 (5): 18. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0051

摘要 ( 1162 )

PDF(1230KB) ( 2388 )

针对现有异常检测算法用于伪周期时间序列异常序列检测时易造成误差累积，导致序列周期与特征值上显著差异的不足，文章以卫星遥测伪周期时序数据为对象，综合两种常规分段方法的优势，提出了最大周期窗宽内基于极值的模式子序列分段算法。在此基础上，给出了一种基于均序列动态生成模型的子序列异常检测方法（AnomalySubsequenceDetectionmethodbasedonOptimizedSequenceModel，ASD_OSM），并采用2次四分位距准则（DoubleQuantilerangescriterion，2Q准则）设置距离检测门限阈值，将超出阈值的序列判定为异常序列。某航天器传感器遥测子序列异常检测试验结果表明，提出的检测方法能够有效减少漏判，提高卫星遥测伪周期数据异常序列检测的准确性。

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RTCA协议下北斗完好性降效参数算法设计及检验

王源昕, 曹月玲, 胡小工, 黄勇, 唐成盼

2016 (5): 25. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0054

摘要 ( 1137 )

PDF(909KB) ( 1387 )

目前我国北斗导航增强系统的完好性参数设计缺少针对差分信息有效性的降效参数设计，不满足航空无线电委员会（RTCA）提出的接口协议，无法同国际其他GNSS星基增强系统相兼容。根据RTCA接口协议，针对我国卫星导航系统的完好性降效参数处理算法进行了研究，利用北斗实测数据分析了完好性降效参数对用户增强服务的影响，验证了算法的有效性。结果表明，正常情况下，北斗导航系统增强服务三维定位精度可达到113m。当用户丢失部分差分改正信息时，定位精度约144m，精度下降约274%，利用完好性降效参数对过期差分信息进行降效处理，优化定位权阵，可将定位精度提高至117m，达到正常增强服务水平。

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空间非合作目标的多视角点云配准算法研究

郭瑞科, 王立, 朱飞虎, 吴云

2016 (5): 32. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0055

摘要 ( 1369 )

PDF(7080KB) ( 1156 )

为了提高相邻视角间稀疏扫描点云数据配准的速度和精度，实现多视角点云精确配准，提出一种基于KDTree点云均匀采样简化算法，并且对传统四点算法（4PointsCongruentSetsAlgorithm,4PCS）中的阈值参数进行了统一，确定了各误差阈值参数和点云密度之间的关系，通过基于姿态校正的方法有效解决了对称视角点云引起的误配准问题。仿真结果表明，该方法能够快速、有效地实现卫星稀疏点云的配准。

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探测器月面起飞稳定性边界条件研究

胡建国, 史耀祖, 赵毅, 徐宏斌

2016 (5): 40. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0056

摘要 ( 1111 )

PDF(3227KB) ( 1761 )

探测器起飞稳定性是上升器月面起飞的重要性能指标，研究其特性对上升器返回地面具有重要的意义。选择上升器起飞稳定性主要影响因素，结合优化拉丁超立方试验设计方法和径向基神经网络建立了上升器起飞过程动力学近似模型，定量地判定出姿态角位移、姿态角速度对各影响因素的敏感程度。以上升器的姿态角位移和角速度分别为5°和5（°）/s为稳定判定条件，给出了单个影响因素的取值边界。编写了上升器起飞稳定性多因素边界条件分析程序，采用三维空间的方式建立了上升器起飞稳定性边界条件表达式，并以样例确定了起飞稳定性边界条件。

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基于单目三维重构的空间非合作目标相对测量

李永飞, 王仕成, 杨东方, 孙大为

2016 (5): 48. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0057

摘要 ( 900 )

为了解决非合作目标的相对测量问题，提出了一种基于单目图像序列目标重构结果的非合作目标相对位姿测量方法。该方法将目标的三维重构与相机的位姿信息计算相结合，首先利用观测前期得到的图像序列，通过非线性优化算法计算得到目标上部分三维点坐标；然后基于该三维点集合，建立递推深度模型，对相机的相对位姿信息和新观测到的目标点同时进行卡尔曼滤波估计。航拍测量试验表明，随着图片数量的增多，精确重构点的比例（重投影误差小于1个像素的点）不断提高，80%的图像中精确重构点比例优于89%；基于公共数据集的试验表明，该算法对姿态估算精度可达1°以内，位置测量的精度可达到2cm以内。以上试验结果表明，该算法具有较高的测量精度。

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星载接收机通道时延实时校准方法

于雪晖, 李集林, 王盾, 吴佳鹏

2016 (5): 57. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0058

摘要 ( 1295 )

PDF(6860KB) ( 1369 )

针对星间钟差测量及时间频率的精确传递的需求，通常情况都会在地面对卫星的收发通道时延进行准确标定，但在空间环境下设备老化和环境温度变化会导致收发通道时延逐渐偏离标定值。利用伪码相关测距的原理，结合时分早迟伪码相位交替调制技术和包络检波技术，提出了一种在轨通道时延自校准方法。通过3条闭合测量环路的建立，在不影响接收机正常收发通信的情况下，实时校准其收发通道时延。结果表明，该方法时延测量精度达到亚纳秒量级。

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火星大气环境模拟装置设计及仿真分析研究

刘高同, 孙宇, 张磊

2016 (5): 65. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0059

摘要 ( 1317 )

PDF(6530KB) ( 1967 )

对火星表面大气环境特性进行了研究，通过选取合适的计算方法并结合FLUENT流体有限元计算软件对火星表面稀薄气体内部环流进行了模拟仿真分析，提出了以动量源模拟风扇段内流的仿真方法，并进行了可行性讨论。进一步实现了针对圆柱形模拟装置多工况下的内部气体流场稳态和非稳态计算仿真，并对计算结果进行了分析讨论，为火星大气环境模拟装置的设计提供了技术支持和参考。

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临近空间飞艇艇库外约束及稳定性分析

张泰华, 姜鲁华, 张冬辉, 王立祥

2016 (5): 72. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0060

摘要 ( 1296 )

PDF(4776KB) ( 1557 )

临近空间飞艇在发放前通常停放在艇库内，一旦离开艇库就不可避免地受到艇库外天气，尤其地面风的影响，不仅影响飞艇发放操作的快捷和安全，而且还事关飞行试验的成败。文章建立了大型飞艇在地面受两侧约束时的力学模型，采用动力学方法，分析了受到地面风作用时飞艇的姿态和约束拉力的变化，得到地面风起时和风速稳定后的解析解，评估了飞艇受到地面风作用时的稳定性和安全性。通过分析得到在两侧约束条件下飞艇对正向风和侧风的承受极限，为临近空间飞艇采用两侧约束方式的可行性提供了判据，也为今后发展临近空间飞艇发放技术提供借鉴。

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基于状态转移矩阵的航天器多脉冲悬停方法

程博, 袁建平, 马卫华

2016 (5): 81. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0061

摘要 ( 933 )

PDF(824KB) ( 1516 )

基于航天器相对运动的状态转移矩阵描述，研究了空间相对悬停的多脉冲控制方法，解决了工程实践中连续推力悬停轨道控制技术对航天器控制推进系统要求较高的难题。给出了两航天器在圆、椭圆和双曲线等圆锥曲线参考轨道上相对运动的状态转移矩阵描述。在此基础上，定性分析了椭圆参考轨道偏心率对悬停精度的影响，推导了航天器多脉冲悬停速度脉冲控制量的计算方法。数值仿真算例显示，该方法可有效实现一定悬停精度要求下的空间相对悬停控制，且随着一个轨道周期内脉冲数的增加，相对悬停的效果得到提升。

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