中国空间科学技术

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航天微波部件的无源互调抑制方法研究进展

王小丽, 陈翔, 李军, 崔万照

2021 (2): 1-9. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0016

摘要 ( 509 )

PDF(2921KB) ( 550 )

无源互调(passive intermodulation, PIM)问题广泛存在于大功率微波无源部件及系统中，对卫星及地面通信系统造成严重的干扰。无源互调抑制方法是无源互调基础研究和工程应用中的重点关注领域，是解决无源互调问题的核心关键。在阐述无源互调产生机理的基础上，分别从工艺、结构、电设计及信号处理等多个方面系统地归纳总结了现有的无源互调抑制方法及国内外研究现状，讨论了各种抑制方法的优缺点，在此基础上梳理分析了后续的发展趋势。在传统的工艺结构优化设计的基础上，基于先进制造技术的一体化设计、新型非接触式无源互调抑制以及数字信号处理实现无源互调抑制，成为后续重要的新兴发展方向，将会为解决无源互调问题带来新的思路和途径。

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溅射靶对离子推力器的热辐射影响研究

耿海, 孙明明, 罗俊华, 刘家涛

2021 (2): 10-18. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0017

摘要 ( 375 )

PDF(5614KB) ( 235 )

为了研究真空环境设备内溅射靶温度升高后对30cm离子推力器的热辐射影响，采用有限元分析的方法，首先对真空舱内的离子推力器羽流分布进行了模拟，在获得羽流对溅射靶造成的温度变化后，进一步分析了溅射靶温度升高对离子推力器温度以及栅极热形变位移所造成的影响。仿真结果显示，推力器羽流可采用定向分子流模型进行描述，羽流在真空舱内的扩散过程中几乎没有能量损失；30cm离子推力器工作时真空舱内大部分区域的气体压强在2×10^-3~6×10^-3 Pa；在溅射靶影响下，推力器加速栅和屏栅中心温度分别为352℃和440℃，边缘温度分别为342℃和411℃，屏栅和加速栅的间距缩小量由无溅射靶影响时的0.560mm增加到0.585mm；试验结果显示，加速栅和屏栅边缘温度分别为364℃和385℃，与仿真结果的比对误差均为6%，溅射靶后部羽流气体的温度测试值高于计算值约50℃，误差主要由于模拟中忽略了羽流粒子的能量沉积效应。

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GEO/IGSO混合区域导航星座的设计与优化算法

徐哲宇, 杜兰, 刘志豪

2021 (2): 19-30. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0018

摘要 ( 302 )

PDF(6882KB) ( 139 )

区域导航星座能够以较低成本和较短时间获得目标区域导航能力，且地球同步轨道是构建非极区区域导航星座的重要轨道类型。提出一种基于GEO（地球静止轨道）和IGSO（倾斜地球同步轨道）的区域导航星座设计方法。基于星下点轨迹特性构造对称星座设计参数和优化参数集，并考虑地球扁率长期摄动影响，计算星座轨道参数。以导航服务区的统计GDOP（几何精度因子）为目标函数，利用差分进化算法构建星座优化模型。以印度IRNSS的7星星座为例，仿真检验了设计和优化算法的正确性，讨论了IRNSS星座优化构型和轨道类型选取。本方法采用的对称星座设计参数少，能够提升GEO/IGSO混合区域导航星座的全局优化效率，为后续非对称星座快速提供最佳星数和构型设计。

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天基网络体系及自适应资源动态管理

王睿, 韩笑冬, 韩欢, 王柏岩, 安卫钰, 王超

2021 (2): 31-37. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0019

摘要 ( 434 )

PDF(5378KB) ( 550 )

随着天基网络应用范围的不断扩大和承担任务重要性的持续提升，天基网络及通信卫星星座建设将在未来网络通信中发挥越来越重要的作用。天基资源管理技术对于天基网络业务负载的实时性和高效性保证具有重要的意义。文章就天基网络的现状和业务特点进行分析，针对天基信息网络的资源管理系统功能和特点，对资源动态管理技术，包括实现场景、功能重构和资源分配进行研究，针对实时的资源分配，基于首价密封（First price sealedbid，FPSB）拍卖博弈提出了一种自适应分布式资源分配方法，并进行了相应的分配方案设计。最后通过对天基网络场景的仿真，证明了该方法在提高天基网络资源利用率和系统运行效率上的优势。

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低轨Walker星座构型偏置维持控制方法分析

李玖阳, 胡敏, 王许煜, 李菲菲, 徐家辉

2021 (2): 38-47. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0020

摘要 ( 386 )

PDF(14175KB) ( 396 )

针对低轨（low earth orbit,LEO）Walker星座构型稳定性维持问题，分析了低轨卫星的轨道摄动和星座构型稳定性的影响因素。通过分析低轨Walker星座的轨道摄动和相对漂移特点，提出了两次偏置策略。首先，依据未偏置时星座相对漂移量拟合得出第一次偏置时的偏置量。然后利用第一次偏置后的相对漂移量拟合得出第二次偏置量，消除残余项影响。两次偏置量叠加，使相对漂移大大降低。结果表明，低轨Walker星座中各卫星的初始参数偏差造成了升交点赤经和沿迹角相对漂移的发散，两次偏置策略可将两种星座的相对漂移量降至0.1°以下，证明了策略的有效性，提高了星座构型稳定性。

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利用BP神经网络对卫星无热敏设备温度的估测

宁东坡, 徐志明, 刘质加

2021 (2): 48-54. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0021

摘要 ( 290 )

PDF(3666KB) ( 265 )

卫星上测温资源有限，只有部分设备有测温点，难以准确获得其他无测温点设备的温度。基于反向传播（BP）神经网络对复杂非线性系统优秀的拟合能力，建立了估测卫星上无测温点设备温度的神经网络，以在轨有测温点设备温度为输入层，以在轨无测温点设备为输出层，并使用卫星热试验获得的星上温度遥测数据和在轨无测温点设备的热电偶温度数据进行训练和测试。测试结果表明，所建立的神经网络估测精度在1℃以内，可以用来精确估测卫星无测温点设备的温度。针对学习样本对估测误差之间关系进行了研究，计算表明，学习样本的多样性和大数据量能够显著减小估测误差。

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火星表面热环境对航天器热控影响分析

张冰强, 向艳超, 薛淑艳, 郑凯, 钟奇, 张有为

2021 (2): 55-62. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0022

摘要 ( 330 )

PDF(4981KB) ( 334 )

火星大气对太阳辐射产生吸收和散射作用，同时还将与火星表面航天器发生对流换热。热设计时难以直接评估对流、辐射和导热三种换热对航天器的影响，从而确定主要的控温途径。在调研火星表面辐射、大气等热环境的基础上，从线性化传热系数和对流辐射比的角度对比分析了辐射、对流和导热对航天器的影响。器表辐射传热系数随光学属性和温度的变化范围为0.3～1.4W/(m2·℃)，对流传热系数随风速变化为0.2～1.5W/(m2·℃)，器内导热传热系数可控制在0.25W/(m2·℃)以下。结果表明，太阳辐射较火星表面和天空辐射而言是主要外热源，航天器表面的辐射和对流换热为两条并联换热途径，两者均可成为主要换热途径，器内导热传热是控制航天器内外隔热的主要可控因素。

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航天器用低温多层隔热性能计算方程

张暘, 赵剑锋, 韩崇巍, 张宁莉, 宁博, 杜卓林, 赵欣, 赵啟伟

2021 (2): 63-70. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0023

摘要 ( 335 )

PDF(2840KB) ( 401 )

航天器常用有效发射率表征多层的隔热性能，其经验值范围为0.02~0.04，经验值仅与多层单元数有关，不随温度变化。有效发射率经验值的适用条件是多层的热面温度约-10℃~50℃，多层的冷面不照太阳。使用条件偏离得越多，有效发射率的经验值导致的计算偏差就越大。针对该问题，提出采用辐射项加导热项的混合传热模型，取代传统的纯辐射模型，并给出了方程中导热项系数和辐射项系数的计算方法。以国产10单元多层为例，给出了方程系数的详细计算过程，该系数已用于工程实际。用多种工况验证了该方程的准确性，并阐述了纯辐射模型导致较大偏差的问题根源。采用混合传热模型使高温/低温区的计算偏差从20℃降低至5℃。混合传热模型比纯辐射模型更适于描述多层的传热过程。最后，研究了选取多层隔热性能热平衡试验工况的原则。

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基于结构化特征的遥感影像道路智能提取方法

王文庆, 胡若同, 贺浩, 杨东方, 马晓华

2021 (2): 71-76. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0024

摘要 ( 355 )

PDF(3950KB) ( 319 )

遥感影像道路提取是空基平台对地智能理解的重要内容。利用道路网络特有的结构特点，从道路网络结构相似性损失函数和结构化特征算子两个方面，提出了一种结构化特征表示的道路提取方法。首先，针对遥感图像中道路目标占比较小的特点，设计了深度较浅、分辨率较高的编解码网络结构；其次，引入道路网络的结构相似性(SSIM)损失，并提出一种道路结构化特征描述子，对道路提取结果进行优化；最后，在道路数据集上进行了对比试验，所提出的结构化特征提取方法的精度和F1score分别达到了85.3%和84.6%。

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面向立方星的相对位姿测量视觉传感器设计

杜荣华, 张兴星, 张翔, 汪玲

2021 (2): 77-85. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0025

摘要 ( 250 )

PDF(6136KB) ( 304 )

针对立方星在轨服务任务中的近距离相对导航问题，提出一种相对位姿测量视觉传感器设计。为应对空间复杂的光照条件，设计一种具有多层结构的立体靶标，选取波长为850nm的LED灯作为立体靶标的光源。在相机镜头处安装850nm的红外窄带滤镜以提高立体靶标成像质量。为提高视觉传感器的测量精度，提出一种迭代直接求解(iterative direct solution, IDS)的相对位姿估计算法。该算法直接利用立体靶标上的非共面点提供的深度信息获得初始相对位姿，然后引入Haralick迭代算法来优化初始测量结果。搭建六自由度实验平台对该视觉传感器进行性能测试。实验结果表明,该视觉传感器能克服背景光的干扰，且提出的 IDS相对位姿估计算法的精度优于经典的P3P算法和EPnP算法。

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基于改进MOPSO算法的区域侦察弹性星座重构方法

王浩, 张占月, 张海涛, 姜平

2021 (2): 86-95. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0026

摘要 ( 313 )

PDF(3963KB) ( 348 )

针对区域侦察弹性星座重构问题，提出了基于改进多目标粒子群优化算法(multiobjective particle swarm optimization，MOPSO)的区域侦察弹性星座重构方法。该方法采用一箭多星发射和在轨卫星相位机动相结合的方式对受损星座重构。首先选取了星座覆盖、重构成本、重构时间和星座弹性四方面的指标；其次对一箭多星发射过程和卫星相位机动过程进行了分析，对失效轨道面内剩余正常卫星采取均匀相位的策略。以恢复原有星座性能为目的，考虑最大重访时间、重构成本、重构时间及弹性，建立了重构时间和重构成本最优的重构优化模型。最后对MOPSO算法进行了改进，提出了基于学习机制的种群更新策略，通过变量转化将离散变量转化为连续变量，解决了重构优化模型中混合变量优化问题。针对某一受损星座进行仿真，重构时间最优的重构方案为发射6颗新卫星结合在轨卫星均匀相位；重构成本最优的重构方案为发射4颗新卫星结合在轨卫星均匀相位。案例表明提出的重构方法有效，可为侦察星座的建设提供参考。

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基于Neyman-Pearson准则的空间目标轨道机动检测方法

王庆瑞, 邹江威, 吴文振, 陈健

2021 (2): 96-103. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0027

摘要 ( 297 )

PDF(4921KB) ( 357 )

轨道机动检测是当前空间监视活动的重要需求之一。当卫星在脉冲小推力作用下发生轨道机动时，会引起目标卫星与伴飞卫星相对距离变化率的阶跃突变，由于测量噪声的存在，距离变化率的阶跃突变特征被淹没在测量噪声中，不容易被检测出来。针对该问题，提出了一种基于概率判决模型的轨道机动检测方法。该方法采用独立同分布高斯白噪声模型描述测量噪声，将距离变化率作为特征量用于变轨检测，把距离变化率的阶跃突变检测问题转化为概率判决问题，在虚警概率约束下，基于Neyman-Pearson准则求解序列数据的变轨判决门限，能够自适应地判断目标卫星是否发生轨道机动。通过不同幅度轨道机动下的仿真试验，验证了该方法的可行性与有效性。

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基于UDKF的非共面陀螺在轨自主标定方法

张晓文, 李骥

2021 (2): 104-111. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0028

摘要 ( 226 )

PDF(2313KB) ( 271 )

针对非正交安装陀螺组件在轨标定问题，对已飞行应用的正交安装陀螺组件在轨标定方法进行改进，提出非共面安装陀螺组件在轨自主标定方法。首先建立非共面陀螺定姿误差模型，然后设计UD分解卡尔曼滤波器，用星敏和陀螺测量在轨直接估计陀螺常值漂移，间接估计陀螺安装误差和刻度因子误差。设计滤波器时，为实现测量更新序贯处理，给出测量噪声解耦方法。滤波器确定后，利用模值条件，给出从间接估计求解安装误差和刻度因子误差的精确公式。为说明方法的通用性，通过公式推导证明原方法是本方法的特例。为指导标定姿态机动设计，基于可观性分析给出简洁的系统可观的角速度组合条件。最后,数学仿真结果表明本方法有效，陀螺安装误差标定精度优于0.01°。

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一种月球表面飞跃转移轨迹设计方法

王浩帆, 张洪华, 王泽国, 关轶峰

2021 (2): 112-124. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0029

摘要 ( 308 )

PDF(6669KB) ( 273 )

针对飞跃器在月球表面飞跃转移轨迹设计问题，提出了基于凸优化方法的整个飞跃过程燃料最优轨迹设计方法。与经典凸优化方法对轨迹分段求解后再拼接得到全轨迹设计的方法不同，在假设垂直上升、着陆时间固定条件下，根据实际工程需要对轨迹进行了分段设计约束，利用黄金分割法搜索上升着陆时间，通过将原问题转化为求解一个二阶锥问题得到了全飞行过程燃料最优轨迹，解决了经典方法中分段最优但全任务过程非最优的问题。仿真结果表明，在同样满足分段约束情况下，分段凸优化方法采用不同垂直起降速度约束时燃耗分别为25.7207kg和 25.3903kg，而全程凸优化方法的燃料消耗为24.9682kg，优于分段凸优化的结果。

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空间相机匀速扫描干扰补偿控制方法

张艾, 林喆, 李婧, 李寅龙

2021 (2): 125-132. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2021.0030

摘要 ( 179 )

PDF(3124KB) ( 246 )

针对空间相机匀速扫描中的周期干扰，研究永磁同步电机（PMSM）抗扰控制问题。为了解决传统状态观测器与内模原理补偿方法形式复杂、计算量大的问题，结合敏感器测量输出和系统模型推导出干扰量，并在重构干扰的基础上，采用超前输入补偿策略快速抑制扰动影响。该方法形式简洁，计算量小，经数学仿真和试验验证，可有效抑制系统正弦扰动，改善稳态性能，减少相机抖动，满足空间成像需求。

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