不忘初心发展商业航天,牢记使命让航天触手可及——深圳东方红为中国航天事业添彩

1公司基本情况2007年,中国航天科技集团有限公司与深圳市政府开展首次战略合作,在深圳建立航天基地,发展以微小卫星研制为主的航天产业。2008年,深圳航天东方红海特卫星有限公司(简称深圳东方红)应运而生,成为国内率先探索微小卫星商业化发展的卫星总体单位。截至2018年底,公司已成功研制发射了九型十四颗不同类型的高性价比微小卫星,业务覆盖科学探测、技术试验、遥感、通信、大气探测等领域。

美国SEI公司发布全球50kg以下微纳卫星市场预测报告

2016年,美国航天工厂企业股份有限公司（SEI）发布了《微纳卫星市场预测（2016）》报告,这是该公司自2008年以来连续发布的第9版《微纳卫星市场预测》报告。报告基于该公司＂卫星发射需求数据库＂（LDDB）,对全球1~50kg质量范围的微纳卫星市场发展情况进行了预测。笔者把《微纳卫星市场预测（2016）》报告的主要预测数据及观点整理成文,并做了简要分析。

小卫星太阳翼铰链对挠性动力学方程耦合系数的影响

针对小卫星太阳翼机械系统产品选型时,展开机构的铰链类型、铰链刚度对卫星挠性太阳翼系统动力学方程中耦合系数影响规律不明确的情况,文章首先建立带挠性太阳翼的振动方程,给出使用动力学方程中的参量计算附件平动、转动耦合系数的公式;然后,基于小卫星常用的两种铰链类型以及铰链不同刚度,采用有限元法,对比相同卫星构型下铰链对太阳翼展开模态的影响;并获取相应的太阳翼振型、质量与质量元位置参数;最后,以某小卫星太阳翼为例,基于动力学方程中的耦合系数计算方法,采用输出参量与数据处理软件相结合方式,开展了不同铰链对耦合系数和铰链选型的影响分析。结果表明:文章分析的不同铰链、刚度的太阳翼结构参数以及耦合系数变化规律,对于铰链的设计和选型具有理论参考价值。

框架镂空结构微小卫星热控设计方法

针对框架镂空结构微小卫星无传统散热面的问题,文章提出一种在极低成本和极低重量约束下的小卫星热控设计方法:将低成本的工业级碳纳米铜箔贴装于设备与卫星结构之间,构建柔性导热通道;在镂空结构外侧贴装镀锗聚酰亚胺膜,利用其红外透射率特性使得设备部分热耗辐射至深空冷背景。采用该方法设计的“仰望一号”卫星的在轨遥测数据表明:整星设备温度为13~30℃,满足设计指标要求。所提方法可为此类镂空结构卫星提供热控设计参考。

改进的强跟踪平方根UKF在卫星导航中应用

针对应用于受不确定性干扰和噪声影响的卫星自主导航系统中的无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter,UKF)存在估计精度低、跟踪性能差和鲁棒性弱等缺陷,提出一种改进的强跟踪平方根UKF(strong tracking square-root UKF,STSRUKF)导航方法。该方法中利用星敏感器和光学导航相机设计出导航方案,并通过转换方程将间接量测量转换为观测量。针对平方根UKF(square-root UKF,SRUKF)在高阶系统中因为sigma点的零权值系数是负的或者数值计算误差太大时而可能造成滤波器发散问题,采用一种改良的平方根分解方法,改善了滤波器的稳定性。同时,基于强跟踪滤波器理论(strong tracking filters,STF),引入多重自适应衰减因子调节协方差矩阵,使得滤波器具有强跟踪能力和克服系统模型不确定的鲁棒性,改善了滤波器的估计精度。将该方法应用于卫星自主导航系统中,实验仿真结果表明,相对于平方根UKF和STF,该方法不仅保证了系统的可靠性,还提高系统的导航精度和改善系统的鲁棒性及跟踪能力。

基于迭代学习观测器的卫星姿态控制系统的鲁棒容错控制

针对卫星在轨运行时存在执行机构故障和空间干扰问题,提出了一种将迭代学习与未知输入观测器(IL-UIO)相结合的鲁棒容错控制方法。该方法在继承了未知输入观测器干扰解耦优点的同时,运用迭代学习技术,利用前一时刻姿态角速度偏差和IL-UIO输入来更新当前故障信息,实现了执行机构的在线故障重构。进一步基于Lyapunov方法从理论上证明了设计的IL-UIO鲁棒稳定性和姿态角速度偏差一致有界性。最后,建立卫星闭环姿态控制系统对方法进行验证,仿真结果验证了方法的有效性。

卫星姿态控制系统故障重构观测器设计

对于卫星姿态控制系统,提出一种基于PD型学习观测器(Learning observer,LO)的系统故障重构方法。在P型LO的学习算法基础上引入测量输出估计误差的微分项,设计了一种PD型LO,估计卫星姿态角速度和姿态角的同时,快速精确重构卫星执行机构故障。给出了所提观测器的稳定性条件,并基于线性矩阵不等式技术提出一种系统化PD型LO设计方法。进一步,将所提PD型LO设计扩展用于卫星姿态敏感器故障的快速重构。最后,将所提方法应用于微小卫星推力器故障重构和陀螺故障重构,仿真结果校验了所提方法的有效性。

航天器抓捕后复合体系统稳定的协调控制研究

针对航天器抓捕后由于系统质量特性和动量的改变而导致复合体系统失稳的问题,提出了两种基于角动量守恒的协调控制方法:关节阻尼控制和关节函数参数化协调控制。这两种方法通过对各关节和飞轮的速度进行协调规划和控制,实现对系统角动量的管理和重分配,在实现对目标进行停靠的同时,保证了基座的稳定性。两种方法各有优缺点,其中,关节函数参数化在实现系统稳定的同时还可使机械臂处于期望的臂型,以方便开展在轨维修等服务操作。所提出的方法将实际飞轮作为动量交换装置,具有很好的工程可实现性。仿真结果验证了方法的有效性。

基于迭代学习-未知输入观测器的卫星姿控系统鲁棒故障重构

针对卫星姿控系统出现执行机构故障,提出一种基于迭代学习-未知输入观测器(iterative learning-unknown input observer,IL-UIO)的鲁棒故障重构方法。首先,考虑卫星出现空间干扰力矩、模型不确定性以及陀螺漂移,建立小角度机动时的非线性姿控系统模型。其次,采用UIO干扰解耦原理和H!控制思想,设计IL-UIO估计卫星姿态欧拉角和角速度的同时,利用IL算法实现执行机构鲁棒故障重构。并利用Lyapunov稳定性理论证明了IL-UIO稳定性和动态故障偏差最终有界,通过线性矩阵不等式(linear matrix inequaliry,LMI)工具箱求解了观测器部分参数矩阵。最后,建立卫星闭环姿控系统并进行仿真,仿真结果验证了此方法的有效性。

基于信息融合的大椭圆轨道卫星组合导航方法

为了实现大椭圆轨道卫星自主、连续的导航信息输出,提出了一种天文导航与GPS导航相结合的组合导航方法。单纯的以星光仰角为观测量的天文导航方法在近地点由于动力学特性变化剧烈,其导航精度严重下降。而能够实现高精度导航的GPS导航方法,受到导航卫星高度的限制,GPS信号无法较好地覆盖远地点。考虑到两种方法的特点,本文采用UKF滤波方法进行信息融合。当卫星进入近地点附近,主要通过GPS实现精确导航,同时通过信息融合修正估计方差阵,进而对天文导航估计进行修正。当卫星在远地点时,则主要采用天文导航方法。仿真结果表明,所提出的组合导航方法,能够弥补两种导航方法的不足,实现整个卫星在轨运行中自主、连续的导航信息输出,其导航精度较单纯的天文导航方法提高61.2%～82.7%。

基于强跟踪的平方根 UKF 的卫星姿态确定算法

针对受不确定性干扰的影响卫星姿态确定系统,SRUKF存在跟踪能力弱、估计精度低和鲁棒性差等问题,本文根据强跟踪滤波(STF)原理,提出了一种改进的强跟踪平方根UKF算法。该方法中,采用基于等价变化的方法来计算自适应渐消因子,避免了Jacobian矩阵的计算;引入两个多重自适应渐消因子矩阵,保证了协方差矩阵的对称性;利用改进的平方根分解方法,改善了滤波器的稳定性。实验仿真结果表明,相对于SRUKF和STF,本文提出的强跟踪平方根UKF具有更好的稳定性、鲁棒性和对突变状态的跟踪能力。

多GNSS掩星大气探测卫星星座设计

为减少无线电掩星(RO)大气探测星座的卫星数量并增加探测数据量,将北斗(BD)和GPS、Galileo、GLONASS共同作为探测信源,提出一种多全球导航卫星系统(GNSS)掩星大气探测星座概念和优化设计方法。融合先验大气模型和二维射线追踪算法,建立兼容多GNSS信源的掩星事件前向模拟算法,实现掩星事件快速精确仿真;给出多GNSS掩星大气探测星座参数对探测性能的影响特性,降低了星座模型的复杂度;并利用改进的蚁群算法实现星座参数寻优。设计结果与COSMICII星座相比,卫星数量减少2颗,探测数据量增加了40%,探测均匀性提高了67%。

一箭多星发射微小卫星构型设计

针对目前一箭多星发射微小卫星在构型设计中对部件工作环境、结构质量等影响整星性能的因素考虑较少的问题,提出了一种一箭多星发射的微小卫星构型设计方法。为保证飞行任务完成、提高整星性能、降低研制难度,该方法从在轨构型设计、发射构型设计、结构设计优化三个层次开展卫星构型设计,分阶段对总体布局、散热面、结构机构配置、星箭接口等进行设计优化。此外,针对一箭多星发射卫星构型多样化的特点,提出了构型效能评价方法,可对不同构型方案进行量化对比。经相关任务的设计验证表明:利用此方法进行的一箭六星发射的卫星构型设计结果,通过采用新颖的多面体、无展开机构构型,可最大程度保证整星的整体性能。

基于AE-UKF的航天器自主导航方法

针对自主导航过程中不确定的测量噪声和干扰的影响,提出了一种具有自适应能力的状态估计方法AE-UKF方法。该方法通过对非线性的状态方程进行Unscented变换,对非线性的测量方程求取雅可比矩阵,同时在滤波迭代过程中引入自适应因子,使滤波器具有自适应能力。将AE-UKF方法应用于自主导航系统导航信息的估计过程中,仿真结果表明:AE-UKF方法在达到UKF方法精度的同时,能够克服自主导航过程中不确定的噪声和随机干扰的影响。

ASUKF方法在航天器自主导航中的应用

针对自主导航过程中不确定的测量噪声和干扰的影响,提出了一种具有自适应能力的状态估计方法———ASUKF方法.该方法对非线性的状态方程进行超球面分布UT变换,对非线性的测量方程求取雅可比矩阵,同时在滤波迭代过程中引入自适应因子,从而在保持估计精度的条件下,降低了UKF算法的计算量,并使滤波器具有了自适应能力.将ASUKF方法应用于自主导航系统导航信息的估计过程中,仿真结果表明:其在保持导航信息估计精度的同时,提高了估计效率,克服了自主导航过程中不确定的噪声和随机干扰的影响.

三轴稳定航天器多领域统一建模与仿真平台

为反映航天器系统涉及的多学科交互作用下的控制特性,开发了包含机械、电气、控制、软件等的多领域统一建模与仿真平台.该平台包含姿控软件、飞轮系统(电机及其驱动器、轴承摩擦、飞轮机构等)、磁力矩器、姿态敏感器、姿态动力学、轨道动力学、环境力矩等不同领域的模块,各模块由Modelica语言实现,有机集成一体.对两种典型的姿态控制模式——姿态建立及姿态机动的仿真表明,利用该仿真平台不但可分析整个系统的闭环控制性能,还可评估各领域部件对整体性能的影响.在航天器研制的各个阶段(方案、子系统、系统等)充分使用该平台,可实现多学科设计优化的目标.

脉冲星导航试验卫星时间数据分析与脉冲轮廓恢复

脉冲星导航试验卫星(X-ray Pulsar-based Navigation-1,XPNAV-1)是中国致力于脉冲星导航空间试验验证的首颗试验卫星,旨在研究X射线光子时间数据处理分析方法,通过实测数据恢复脉冲轮廓,以验证使用国产X射线探测器观测脉冲星的能力。文章对XPNAV-1卫星科学试验任务作了介绍,给出了光子时间数据处理的步骤,建立了脉冲星X射线大尺度延时模型;针对XPNAV-1卫星实测蟹状星云(Crab)脉冲星数据,借助大尺度延时模型将光子到达时间改正到了惯性参考点,使用历元折叠方法获得了Crab脉冲星脉冲轮廓曲线,其特征的双峰结构表明国产探测器成功实测了Crab脉冲星观测。

脉冲星导航试验卫星科学观测数据分析

脉冲星导航试验卫星是我国发射的一颗专用试验卫星.经过4个多月的在轨观测,该卫星已成功获取了大量观测数据.介绍利用该卫星搭载的掠入射聚焦型X射线探测器在近4个月中对PSR B0531+21获得的观测数据第一批处理结果.本文详细阐述掠入射聚焦型X射线探测器的观测模式,给出脉冲星观测数据的处理方法以及脉冲星参数的拟合过程,利用基于第一手观测数据的脉冲星精化参数验证掠入射聚焦型探测器在轨工作性能,得以回答使用国产X射线探测器是否能够"看得见"脉冲星问题.

首颗脉冲星导航试验卫星及其观测结果

2016年,中国成功发射全球首颗脉冲星导航专用试验卫星——X射线脉冲星导航1号(XPNAV-1)。该卫星是一颗重量为243kg的小卫星,其主要任务是测试X射线探测器性能,观测典型脉冲星和尝试验证脉冲星导航系统体制。目前,XPNAV-1卫星在轨运行状态良好,已实施4颗典型X射线脉冲星和4颗X射线双星观测,以及相关科学试验。主要观测结果包括三个方面:首先,通过观测数据处理,获得X射线光子的流量、能谱分布、时间间隔、周期特征和脉冲轮廓等重要观测结果,并建立蟹状星云(Crab)脉冲星的计时模型,其计时精度达到55.14μs;其次,XPNAV-1卫星捕捉到Crab脉冲星于2017年11月发生的一次巨大周期跃变事件,并对其恢复过程进行了长达4个月的监测;最后,采用新提出的基于法平面几何约束的脉冲星自主导航算法得到轨道确定精度为38.4km。结果表明XPNAV-1卫星空间飞行试验达到预期目标,初步验证了脉冲星导航系统体制的可行性。

基于行为的非合作目标多航天器编队轨迹规划

目前航天器编队轨迹规划的研究并未综合考虑目标非合作性、构型复杂性及控制协同性等问题,针对非合作目标多航天器编队系统,提出了一种基于行为的相对运动轨迹规划方法。首先,基于聚集行为模型设计了期望运动场,将期望速度视为一系列具有不同行为特性的速度矢量和,通过构造平衡态构型公式计算行为调节参数。其次,采用高斯型环境函数描述了非合作目标特性,并通过C-W方程对期望运动场进行了改进,使得该方法在多航天器编队系统与非合作目标形成期望构型的过程中,既能避免编队成员之间发生碰撞,又能保证与非合作目标之间的安全距离。仿真结果表明,该算法可以使多航天器编队系统在3 000s内运动至期望构型。该方法在复杂的、多个控制目标的编队飞行轨迹规划中优势明显,具有自主性、协同性、鲁棒性强等特点,同时可应用于不同类型的编队构型相对运动规划。