中国空间科学技术

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空间目标天基光学定位方法综述

李瑶, 陈忻, 饶鹏

2024 (2): 1-15. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0017

摘要 ( 418 )

PDF(6075KB) ( 1051 )

近年来空间目标定位领域不断结合网络协同、多模融合等探测技术，发展迅速。其中，基于天基光学探测的定位方法以隐蔽性好、测量精度高的独特优势在民用和国防领域应用广泛。为了分析不同情景下适用于不同类型目标的定位方法，针对基于天基光学探测的空间小目标定位进行综述。首先介绍天基光学探测技术的发展、空间目标的分类和特点以及空间目标定位的概念。然后着重分析适用于空间“小、弱”目标的单星和多星定位方法，并对近年提出的异质传感器联合定位展开说明。最后，依据成像过程建立空间目标定位误差分析模型，分析定位精度的影响因素占比并根据现存问题做出总结和展望。

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选区激光熔化三维点阵结构尺寸效应研究进展

彭成宽, 祁俊峰, 邵珩

2024 (2): 16-29. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0018

摘要 ( 146 )

PDF(10774KB) ( 112 )

三维点阵结构技术是兼具轻量化和功能-结构一体化设计的创新型技术，结构成形所依赖的选区激光熔化技术在成形跨尺度结构和渐变结构时面临严重的尺寸效应问题，制约了三维点阵结构的应用及推广。特征结构的“形”、“性”特征是评价打印质量的重要标准，因此，以三维点阵的特征结构——杆和薄壁作为研究对象，系统梳理了尺寸效应的相关研究。首先，从温度场出发，阐述了特征尺寸对宏观热累计及介观熔池尺寸、温度梯度、冷却速率的影响规律，为进一步“形”、“性”分析提供依据；其次，缺陷和微观组织形貌是控“形”的主要内容，因此总结了特征尺寸对微观孔隙率、尺寸精度、粗糙度三种缺陷程度及晶粒尺寸、排向两种微观组织特征的影响规律，并对其产生的机理进行了分析；最后，对比了不同缺陷和微观组织特征对力学性能的影响，为特征结构控“性”提供借鉴。合理的工艺参数选择与特征尺寸相互配合，可以有效改善打印质量，提高特征结构的力学性能，为跨尺度结构及渐变结构的工艺方案设计提供参考，同时也为极致轻量化的探索提供了思路。

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基于充气薄膜的可展开帆板结构设计

张元勋, 徐莉萍, 张晓敏, 黄镐

2024 (2): 30-39. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0019

摘要 ( 203 )

PDF(11979KB) ( 307 )

充气薄膜结构具有质量轻、收纳比高的优势。通过理论分析及实验验证的方法，得到了充气薄膜管承载力矩与充气内压、管道内径、展开程度之间的映射关系。进一步通过“厚度包边”法处理二级展开帆板的厚度问题，设计了转动锁定、转动滑移锁定、搭接锁定连接结构，提出薄膜管驱动的二级可展开矩形帆板、圆形帆板以及百叶窗式矩形帆板三种大尺度可展开帆板结构形式，并进行展开状态的模态仿真，对比其模态振型。本设计可为大尺度充气可展开结构形式提供参考。

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辐射肋式空间可展开天线机构设计与分析

田大可, 宋玉群, 金路, 高海明, 刘荣强, 赵丙峰

2024 (2): 40-50. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0020

摘要 ( 215 )

PDF(9457KB) ( 445 )

可展开天线机构是网面可展开天线的关键组成部分，对天线展开后结构的稳定性和刚度具有重要影响。针对空间可展开天线大型化、高收纳率、高精度化发展趋势，设计了一种辐射肋式空间可展开天线机构新构型。首先，开展了天线整体结构设计，根据结构组成进行尺寸计算并建立了结构的三维模型；然后，采用数值仿真软件开展了机构运动学仿真研究，并分析了运动的变化规律；最后，建立了有限元模型，开展了结构模态分析。研究结果表明，所提出的机构能够实现由收拢至展开的运动变化，展开过程中机构具有良好的同步性，构件间无干涉，验证了结构方案及原理的正确性和可行性。研究结果对于空间可展开天线基础理论及工程应用等具有较高的参考价值。

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基于多神经网络的可展开网状天线型面调整方法

苏冠龙, 马小飞, 范叶森, 郑士昆, 李洋, 李团结, 李欢笑, 林坤阳

2024 (2): 51-58. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0021

摘要 ( 187 )

PDF(3611KB) ( 267 )

为在提高可展开网状天线型面精度的同时减少型面调整的工作量，提出了一种基于多神经网络的型面调整方法。通过分析新型张拉网状天线型面与调整索相关性与耦合机制，首次提出了型面调整策略。以10m口径的新型张拉网状天线为例进行了数值仿真研究，调整后型面的均方根值从5.4×10^-3m降低到1.1×10^-3m，从而验证了方法的有效性。

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基于分割法的抛物面固面天线热变形抑制

楼春钢, 李昊, 潘殿坤

2024 (2): 59-67. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0022

摘要 ( 142 )

PDF(7698KB) ( 176 )

为满足未来高分辨率微波遥感航天器对于大口径高形面精度的空间可展开天线的需求，提出了一种能有效降低偏馈固面天线在轨因热变形造成形面误差的新方法，即分割法。采用5m口径的偏馈固面抛物面天线，分析了天线热变形对其电性能尤其是主波束效率的影响。对连续固面天线六点支撑下不同支撑位置对其热变形的影响进行了研究。在温差为200℃的均匀温度场下，分析了不同形状单胞的形面误差，随后确认采用正六边形作为分割单胞并对其形面误差与尺寸的关系进行了研究。研究了分割单胞的尺寸及排布方式对天线的形面误差及电性能的影响，并验证了分割单胞之间的缝隙对天线电性能的影响，最终确定分割方案。结果显示，分割后天线形面误差从500μm降低至5μm，主波束效率下降值从6.72%下降至1.77%。

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空间可展开天线模态测试与模型修正技术

任志威, 杜敬利, 王飞杰

2024 (2): 68-73. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0023

摘要 ( 172 )

PDF(3531KB) ( 249 )

为准确预测结构的力学特性，使仿真结果精确逼近试验结果，必须对有限元模型进行修正。由于网状可展开天线的有限元模型中存在着各类结构参数且内部索网属于柔性结构，索网索段由于预张力才具有刚度，结构的这一特殊性导致模型修正困难。对3m可展开天线样机进行了模态测试，在样机自由状态下获取了结构的模态频率和振型；针对可展开天线这种柔性复杂结构模态参数难识别、待修正参数多的特点，对修正参数进行了有针对性的选择；使用基于设计参数灵敏度型的模型修正方法对有限元模型进行了修正，缩小了样机与仿真固有频率和振型之间的误差，得到一种处理含有索网结构的模态测试流程和模型修正方法。

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Efficient cache replacement framework based on access hotness for spacecraft processors

GAO Xin, NIAN Jiawei, LIU Hongjin, YANG Mengfei

2024 (2): 74-88. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0024

摘要 ( 120 )

PDF(4691KB) ( 106 )

A notable portion of cachelines in real-world workloads exhibits inner non-uniform access behaviors.However，modern cache management rarely considers this fine-grained feature，which impacts the effective cache capacity of contemporary high-performance spacecraft processors.To harness these nonuniform access behaviors，an efficient cache replacement framework featuring an auxiliary cache specifically designed to retain evicted hot data was proposed.This framework reconstructs the cache replacement policy，facilitating data migration between the main cache and the auxiliary cache.Unlike traditional cacheline-granularity policies，the approach excels at identifying and evicting infrequently used data，thereby optimizing cache utilization.The evaluation shows impressive performance improvement，especially on workloads with irregular access patterns.Benefiting from fine granularity，the proposal achieves superior storage efficiency compared with commonly used cache management schemes，providing a potential optimization opportunity for modern resource-constrained processors，such as spacecraft processors.Furthermore，the framework complements existing modern cache replacement policies and can be seamlessly integrated with minimal modifications，enhancing their overall efficacy.

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基于FEM的引力参考传感器自引力计算与补偿

高志勇, 王上, 王智

2024 (2): 89-97. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0025

摘要 ( 112 )

PDF(7613KB) ( 135 )

空间引力波探测太极计划将利用激光干涉的方法，测量两个检验质量之间的距离变化反演引力波信息。在0.1mHz处，要求检验质量在敏感轴方向的总残余加速度保持在3×10^－15m·s^－2/Hz^1/2以下。由航天器载荷静引力、热形变和质量波动引起的自引力噪声是检验质量的残余加速度噪声主要来源之一，要求检验质量在敏感轴方向的自引力加速度小于1×10^－10m/s²，引力梯度小于5×10^－8s^-2。为了计算检验质量处的自引力大小和引力梯度，针对检验质量与引力源几何形状的不规则性，基于有限元法编写程序计算了引力参考传感器中的引力源作用在检验质量上的线加速度、角加速度和引力梯度。为了缩短计算时间，提出“类自适应”网格划分方法以减小网格数量，并设计了配重以补偿自引力。计算结果显示，经过补偿后的检验质量在敏感轴方向的自引力加速度为9.2377×10^－12m/s²，引力梯度为－2.5691×10^－8s^－2，满足设计要求。本研究能够为航天器和引力参考传感器的设计与引力补偿提供参考与指导。

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基于PLS-SEM的航天器控制系统能力建模方法

黄元, 魏春岭, 严晗, 郝仁剑

2024 (2): 98-108. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0026

摘要 ( 105 )

PDF(3037KB) ( 154 )

为提升航天任务完成品质，航天器需根据任务及环境针对性调整自身能力，而对航天器控制系统高层次能力的定量刻画，即系统能力建模是实现上述调整的重要理论依据。针对一类航天器姿态控制系统，提出一种基于偏最小二乘-结构方程模型（partial least square structural equation model，PLS-SEM）的航天器控制系统能力建模方法，实现对包括控制能力、观测能力等抽象能力的定量描述。首先，根据航天器闭环控制系统的结构要素，综合设计能力建模所需的指标类型，生成建模数据样本。在此基础上，设计并构建SEM框架下的能力变量体系，进而通过PLS算法完成模型路径、载荷、权重等关键参数的确定，并对所得PLS-SEM能力模型的结构方程与测量方程的有效性、可信性等分别进行评估。最终，根据航天器PLS-SEM能力模型对控制系统的各抽象能力进行定量描述与分析，验证本文所提出建模方法的可行性。

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基于圆周相关扩频信号的快速捕获改进方法

刘洁, 张朝杰, 金小军, 金仲和

2024 (2): 109-117. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0027

摘要 ( 88 )

PDF(4102KB) ( 116 )

针对大多普勒频偏、低信噪比条件下长周期伪码的扩频信号捕获问题，提出了一种基于圆周相关扩频信号的快速捕获改进方法。该算法对圆周相关后的结果利用快速傅里叶变换（FFT）进行频率估计，扩大了传统圆周相关法的扫频步进，使扫频步进不再受跟踪环路带宽的限制。理论分析及仿真结果表明，在信噪比为-34dB、多普勒频率为500kHz条件下算法可以正确地估计出伪码相位和多普勒频偏。在达到相同的灵敏度条件下，所提算法的平均捕获时间与传统的圆周相关法相比缩短了约47％，与基于FFT的并行频率搜索法相比缩短了约88％。另外，用于频率估计的FFT点数仅占圆周相关点数的1％，故额外增加的硬件资源很少。算法逻辑控制简单，尤其适用于大多普勒频偏、低信噪比及长周期伪码的卫星通信系统。

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空间挠性作动器的可靠性验证试验方法

叶田园, 刘鑫, 崔赪旻, 周元子, 宗红

2024 (2): 118-124. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0028

摘要 ( 97 )

PDF(2539KB) ( 75 )

为了对空间挠性作动器在轨运行的可靠性进行评估，针对作动器在轨工况复杂、小子样、长寿命的特点，给出了作动器可靠性验证试验方法。首先，在分析作动器结构组成及工作原理的基础上，确定了作动器可靠性特征量。然后，以寿命型可靠性试验为基本思路，针对挠性元件在轨疲劳断裂失效这一主要故障模式，根据在轨典型工况载荷数据进行疲劳试验载荷谱设计，采用试验载荷谱开展挠性元件加速疲劳寿命试验，基于试验结果给出作动器的可靠性评估结果。最后，以某型号空间挠性作动器为例，基于挠性元件加速疲劳试验进行可靠性试验验证，得到作动器可靠性评估结果。研究结果表明，该作动器可靠度满足指标要求，评估结果符合工程实际。运用所提出的可靠性验证试验方法，可为空间挠性作动器在轨运行可靠性的定量评估提供有效的技术途径，可为航天器运动机构的可靠性验证提供参考。

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月表温度和地形对科研站选址的影响

张思勃, 刘阳, 王慎泉, 彭祺擘, 王超, 姚伟

2024 (2): 125-135. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0029

摘要 ( 172 )

PDF(12094KB) ( 170 )

月球极区具有独特的地理特征和潜在的水冰资源，是未来月球科学探测和基地建设的优选区域。但月球极地具有太阳光照条件差异显著、月地直接通信范围有限、月表温度变化幅度大、地势陡峭等特点，对选址研究提出了巨大挑战。定量化地研究月球极地相对宜居区的温度和地形分布，对于深入探索月球极地具有重要意义。利用月球勘测轨道器（LRO）上搭载的激光高度计（LOLA）和辐射计（Diviner）的观测数据产品，建立了一种月球相对宜居区的评估方法；并以月球南极为目标选取了典型的相对宜居区，对相对宜居区内的表面温度的日变化和季节变化特征进行了研究，分析对比了各相对宜居区的地形坡度、表面粗糙度和地形高度分布等情况。其中区域A（Scott M附近）地处月球南极的相对高地（约3~7km），坡度（中位数为8°）和表面粗糙度（小于2m）适中；区域B（de Gerlache附近）最靠近南极中心，太阳可见度可高达0.8，坡度较陡（中位数为12.4°），表面粗糙度适中（小于2m）；区域C（Amundsen附近）的地势最低（约-1.8~-0.5km），太阳可见度（小于0.6）和地球可见度（小于0.5）最小，地形坡度最缓（中位数为5.4°），但是有约26%的区域表面粗糙度大于3m。夏季夜晚，区域B和区域A内局部温度可分别超过0℃和-20℃，具有相对较好的温度环境，可作为潜在的选址区域。

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GEO卫星相机外遮光罩的设计方法

刘飞, 赵艳彬, 宋效正, 陆国平, 唐琪佳, 张红英

2024 (2): 136-144. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0030

摘要 ( 119 )

PDF(7340KB) ( 219 )

针对太阳规避模式下相机最小太阳规避角及相机视场大导致遮光罩尺寸超出火箭整流罩可用包络的问题，研究了基于非成像时长和偏航姿态调整方案的相机遮光罩最小太阳规避角算法，提出了三块挡光板构型和圆形外遮光罩构型的方程建模及上沿优化方法，并针对典型工况仿真设计出了具有同等太阳规避效果的多种斜切外遮光罩构型。经Pro/E软件建模及阴影分析表明，在各工况下，外遮光罩与内遮光罩对内遮光罩底部的遮挡比例达到100%，也即太阳无法直射内遮光罩底部，验证了外遮光罩方程建模及上沿优化方法的正确性，并实现了以传统圆筒外遮光罩1/3的面积规避太阳直射相机内部的效果。

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海洋一号卫星观测任务规划算法设计及系统应用

陈旺, 邵庆龙, 周晓, 刘金普, 兰友国, 余伟, 胡玉新

2024 (2): 145-153. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0031

摘要 ( 94 )

PDF(2828KB) ( 127 )

针对海洋一号卫星观测任务规划需求，提出并实现了基于遗传策略的任务规划框架，解决了卫星实际使用中成像任务受卫星其他业务影响的多类型约束成像规划问题。基于海洋一号卫星实际规划业务要求，对任务规划约束和优化目标建立数学模型，提出了由预处理、窗口约束处理和组合约束处理与优化组成的三阶段规划框架。设计了多约束任务规划优化目标函数，并利用交叉、变异和种群选择等遗传机制对优化问题进行了求解。基于海洋一号卫星实际观测需求数据，对提出的算法进行了有效性和性能验证，结果表明本算法能够给出满足多类型约束的观测规划方案，并在观测时间、观测覆盖率等方面较其他策略有显著提升。研究结果表明通过优化目标函数的设计遗传算法能够实现复杂约束条件的成像规划求解，算法框架可为与海洋卫星具有相似业务特点的对地观测规划系统设计提供借鉴。

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基于月球的吉林一号卫星在轨辐射定标研究

胡柯, 杜文亮, 解延浩, 杨松, 舒敏, 徐天弈, 蔡伟, 吴昀昭

2024 (2): 154-163. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0032

摘要 ( 116 )

PDF(5940KB) ( 133 )

为了使吉林一号卫星遥感数据得到更好的应用，利用月球为辐射源对吉林一号光谱卫星进行了在轨绝对辐射定标研究，以对实验室定标系数进行改进。考虑到定标系数具有时效性，将观测数据按时间分组后定标，利用ROLO模型计算卫星观测时刻月球辐照度，构建ROLO模型值与卫星观测值之间的关系并进行最小二乘拟合，从而获得19个谱段的两组定标系数。最后，将定标结果与吉林一号场地定标、高分四号卫星和SeaWiFS月球观测数据进行对比验证。结果表明：对月定标结果稳定，两组定标系数线性拟合的不确定度分别为1.72%和1.24%；在光谱形状上，利用月球定标后月球光谱曲线平滑，光谱形状与月球辐射特性一致，与场地定标相比，各波段相对大小在定性上得到极大改善；在绝对辐射值上，定标结果与高分四号卫星月球辐照度平均相对误差为8.1%，与SeaWiFS两个波段的平均误差为0.90%和7.42%。本研究说明月球定标是卫星在轨辐射定标及真实性检验的有效途径。

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大口径微波光学一体化空间成像技术

王斐然, 刘磊, 任兰旭, 代锋

2024 (2): 164-170. doi: 10.16708/j.cnki.1000-758X.2024.0033

摘要 ( 105 )

PDF(4447KB) ( 103 )

针对传统多载荷遥感卫星系统集成度低的问题，提出一种共结构大口径微波与光学一体化空间成像方法，即采用微波、光学成像系统共用卡塞格伦结构的一体化载荷设计，并通过波长分光镜对接收信号进行分光成像。载荷主反射面结构为微波天线和多光学反射镜组成的抛物面，其中光学主镜系统采用婓索干涉Golay6分布式结构组成非连续抛物面，并采用模块化设计将成像载荷进行拼接。模块化设计易于大口径微波与光学成像结构的加工、装配，相较传统多载荷卫星载荷集成度更高，系统更加简化。通过Matlab和Zemax软件对一体化空间载荷进行仿真分析，结果表明，所设计的大口径微波与光学一体化空间成像载荷，满足微波成像的最小有效面积要求和光学成像的调制传递函数（MTF）值要求。

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