吉林一号轻型高分辨率遥感卫星光学成像技术

为了实现吉林一号光学遥感卫星轻量化设计与高分辨率多光谱多模式成像,采用星载一体化设计理念及敏捷多模式成像策略,完成了吉林一号卫星的指标、方案及关键技术的设计与在轨多模式光学成像。吉林一号整星的质量为450kg,有效载荷比高达40%,机动能力达2.1(°)/s,可实现大侧摆、同轨立体与条带拼接等多模式成像,结合星上800GB的FLASH存储能力和X波段双通道600 Mbps的数据传输能力,卫星每天可获取近150 000km^2的图像数据。吉林一号轻型高分辨率光学卫星于2015年发射入轨,运行在656km太阳同步轨道,地面全色和多光谱分辨率分别优于0.72m和2.88m,满足多行业应用及商业化运营的需求。

面向新颖成像模式敏捷卫星的联合执行机构控制方法

为满足新颖成像模式对卫星姿态快速机动或对规划姿态的高精度跟踪控制需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺(Control moment gyroscopes,CMG)群与反作用飞轮为联合执行机构的挠性敏捷卫星,提出一种融合以Legendre伪谱法实现卫星姿态及CMG群框架角速度最优规划的前馈控制、以非线性模型预测控制(Nonlinear model predictive control,NMPC)实现最优轨迹反馈跟踪的复合控制方法.在前馈控制律设计中,充分考虑了CMG群的力矩输出能力、奇异性及振动抑制性能等约束,规划获得了最优的CMG群框架角速度、卫星的姿态角及角速度.在反馈控制律设计中,以飞轮输出力矩能力、姿态机动快速性及能量为约束,设计了具有滚动优化思想的跟踪算法,补偿由于初始状态及转动惯量偏差等带来的控制误差.研究结果表明,在转动惯量存在偏差情况下,本文的控制方法仍是有效的,且表现出较强的鲁棒性.

SRAM型FPGA抗单粒子翻转技术研究

随着CMOS电路的高速发展以及SRAM型FPGA在航天领域的不断应用,空间辐照的影响,特别是单粒子效应对FPGA的影响尤为显著。为了提高FPGA在空间环境的可靠性,介绍了几种抗单粒子翻转方法,并对其进行了比较分析,实现了SRAM型FPGA抗单粒子翻转的系统设计,采用定时刷新的方法抑制翻转位累加,同时通过故障注入的方式对系统进行了实验测试,结果表明系统设计方法有效可行,既不中断FPGA正常工作,又可以及时纠正翻转位,为SRAM型FPGA在航天领域中应用提供可靠性保障。

电动力绳系卫星轨道机动策略研究

针对电动力绳系卫星轨道机动问题,提出三种电流控制策略实现不同要求的轨道机动。采用常值电流、bang-bang式电流以及傅里叶式电流三种控制策略来实现电动力绳系卫星的轨道机动,并引入小误差修正方法来提高控制精度。结果表明:常值电流和bang-bang式电流分别能够实现轨道倾角和升交点赤经的独立变化;而傅里叶式的时变电流能够实现考虑气动阻力情况下的一般轨道机动。提出的小误差修正方法只需经过一次误差修正就能显著提高轨道机动控制精度。

快速响应空间小卫星热控系统设计及关键技术

随着空间技术的发展,卫星热控系统面临着巨大的设计挑战。首先,根据快速响应空间小卫星的新特点,分析比较了其热控设计与传统设计方法的区别,从而提出了快速响应空间小卫星热控系统的研制流程。然后针对实现快速响应空间小卫星热控系统设计的关键步骤:多轨道极端工况外热流参数的确定、模块化热构架系统和热控系统快速分析技术进行了详细的阐述和介绍。最后,追踪了实现快速响应空间小卫星热控系统研制的新型热控器件的研究和应用。作者认为,时间驱动的热设计理念,稳健、模块、可扩展的热设计方法,以及新型先进智能热控器件的研制是由快速响应空间小卫星的任务特点所决定的必然要求和实现途径。

敏捷卫星姿态机动的非线性模型预测控制

针对以金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星开展了先进机动控制算法的研究。在考虑控制力矩陀螺力矩约束及增量约束情况下,设计了基于非线性模型预测控制(NMPC)方法的卫星姿态快速机动控制律及操纵律。通过多种仿真分析了控制器设计参数变化对卫星姿态机动的影响,并与终端滑模控制方法进行了比较。实验结果表明,增大跟踪性能加权矩阵或延长预测时域均可以提高卫星姿态机动速度,缩短卫星姿态机动时间。设计的控制方法能够使卫星姿态在18s内实现40°的大角度快速机动,姿态指向精度和稳定度分别为0.01°和0.04(°)/s,与终端滑模控制方法相比,机动速度及稳态性均得到提高。本文方法为敏捷小卫星的在轨应用方式提供了理论支撑。

3.5 m口径空间望远镜单块式主镜技术展望

主反射镜的口径大小与结构形式在极大程度上决定了空间望远镜的技术难度与经济成本。为了实现更高的空间分辨率与更强的信息收集能力,各国研制的空间望远镜主反射镜的口径朝着越来越大的趋势发展,从"哈勃空间望远镜"(HST)的2.4 m,到"新世界观测者空间望远镜"(NWO)的4 m,甚至到"先进技术大口径空间望远镜"(ATLAST)的8 m,无不体现了对超大口径空间观测能力的追求。而单块式主镜凭借其支撑技术的可靠性与经济性,正成为超大口径空间望远镜的首选。通过对国外研制的超大口径空间望远镜的论述与分析,探讨了目前空间望远镜中超大口径主反射镜的关键技术与发展方向。针对目前国内运载能力与光学制造加工能力的极限,提出了建造基于3.5 m口径主镜的空间望远镜设想。

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。

对地观测微小卫星主承力结构的优化设计与试验

为降低对地观测小卫星单机安装点加速度响应均方根值,提出了一种使加速度响应均方根值最小化的微小卫星主承力结构拓扑优化方法。首先对整星方案进行了有限元分析,分析显示整星Z向某些单机安装点的随机振动加速度响应均方根值过大。对系统进行了灵敏度分析,确定了卫星主承力结构底板是影响随机振动加速度响应均方根值大小的关键因素。以卫星单机安装点的加速度响应均方根值为目标函数,以体积作为优化的约束条件,应用连续体结构拓扑优化思想对卫星有限元模型进行拓扑优化设计,得到了一种单机安装点加速度响应均方根值满足指标要求的卫星主承力结构。最后,通过有限元分析与振动试验,证明了本文所设计的小卫星主承力结构力学性能参数均满足设计要求,其中整星的星敏感器、蓄电池、电源控制器等关键器件安装点的加速度响应均方根值相比优化前分别降低了23.3%、10.6%、11.3%,得到的结果验证了本文优化方法的有效性。

视差自由立体显示中莫尔条纹消除的研究进展

视差自由立体显示中视差生成元件参数的不合理设定会导致影响三维图像的莫尔条纹产生。因此,莫尔条纹消除是视差自由立体显示中的关键问题之一。本文简单介绍了3种视差自由立体显示原理。综述了视差自由立体显示中的避免莫尔条纹产生和莫尔条纹最小化2种莫尔条纹消除技术,着重介绍了莫尔条纹最小化技术,包括工程实验、莫尔条纹图像仿真、余弦光栅叠加模型近似分析和序数方程方法和傅里叶分析方法的一致性分析等技术。其中后2种技术给出了视差自由立体显示中莫尔条纹最小化的详细理论分析和解释,并为其他视差自由立体显示技术提供了设计依据。

畸变对TDI成像相机的像移影响研究

随着时间延迟积分技术(Time Delayed and Integration,TDI)的不断成熟,具有TDI功能的电荷耦合器件(Charge Coupled Devices,CCD)已经广泛应用到高分辨率对地成像系统。然而,采用TDI功能的成像系统在推扫成像过程中必然会受到像移的影响,导致最终成像模糊。主要分析了TDI成像过程中光学系统畸变引起像移的原因,推导了畸变产生像移的数值计算公式,分析了光学系统畸变对TDI成像相机调制传递函数的影响,研究了畸变和像移导致的TDI成像相机图像退化的关系,针对焦距为9 000 mm、积分级次96级、地面像元分辨率GSD=0.6 m,λF/p=1、信噪比为50:1的TDI成像相机,计算了在畸变产生的像移影响下导致的NIIRS(National Imagery Interpretability Rating Scale,美国国家图像解译度分级标准)的变化值ΔNIIRS,计算结果表明在畸变导数值D′(θ)=6.493时引起的ΔNIIRS达到-0.162 4将影响图像的解译需求,最后分析给出了对于该空间相机不影响解译需求的D′(θ)限制条件。可为光学遥感TDI成像系统的设计提供参考。

基于terminal滑模控制的小卫星机动方法

采用terminal滑模控制方法研究了以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的小卫星的姿态机动控制。首先,基于修正罗德里格斯(MRP)参数建立了小卫星数学模型,以terminal滑模控制方法进行控制力矩规划。然后,采用SGCMGs作为小卫星执行机构,以非对角奇异鲁棒操纵律跟踪terminal滑模控制产生的期望力矩;通过仿真分析归纳出terminal滑模控制设计参数的变化规律和选取原则。最后,利用小卫星三轴气浮转台实验验证termianl滑模控制方法的实用性。实验显示:根据参数选取原则设定的参数进行小卫星机动稳定实验得到的姿态角和姿态角速度控制精度和稳态误差分别小于0.1°和0.01(°)/s,满足三轴气浮转台最佳控制精度。结果表明terminal滑模控制方法在小卫星机动稳定任务中具有很高的控制精度和稳定度,能够为小卫星成像任务稳定执行提供良好的基础。

气动阻力作用下电动力绳系动力学及控制研究

针对电动力绳系轨道机动控制与系绳稳定控制互相耦合的问题,提出通过结构设计使二者解耦控制的方法。采用多段系绳结构,通过调节不同段系绳中电流的大小和方向,使轨道机动和系绳稳定实现独立控制。分析气动阻力作用下的系绳运动规律,设计控制器来调节系绳中的电流以抑制系绳通电时产生的偏心力矩和初始扰动所引起的系绳天平动。最后进行了仿真研究,结果表明:气动阻力作用下惯性系绳以初始扰动为幅值在平衡位置作等幅振荡;和传统单段系绳结构相比,基于多段系绳结构设计的控制器能够以较小的电流实现系绳的稳定控制。

空间目标近距离高灵敏度探测技术

为实现高灵敏度条件下近距离空间目标的探测成像,通过设计惯性空间跟踪、terminal滑模稳定控制指向方法和成像行频自主匹配技术,利用高灵敏度CMOS相机实现了对空间目标的稳定指向和高信噪比成像。最后,利用卫星三轴气浮姿控仿真系统、空间LED目标显示系统和高灵敏度CMOS相机成像系统,进行惯性空间跟踪稳定指向姿控仿真及外场高灵敏度成像试验。试验结果表明:对惯性空间目标稳定指向的过程中,稳像姿态控制优于0.02°与0.001 5(°)/s时,成像曝光10ms可获得信噪比为19dB的低照度图像;利用F数为10的GSENSE400CMOS相机,在光照度为0.05lx和行频自主匹配成像姿态的10ms曝光时间条件下进行20km近距离外场成像试验,能够获得SNR大于18dB的高信噪比图像。

挠性卫星姿态机动三段式轨迹规划与滚动跟踪控制

以多样成像模式对挠性敏捷卫星姿态的快速机动控制为需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺(control moment gyroscope, CMG)群为执行机构的挠性卫星,提出基于三段式正弦角加速度的姿态路径规划方法及具有滚动优化思想的跟踪控制算法.在姿态机动路径规划方法设计中,融合谱分析及非线性优化方法,设计了兼顾卫星姿态机动快速性及抑制挠性附件振动性能的姿态轨迹;为实现对规划姿态轨迹的高精度跟踪,综合加权优化指标及奇异性、执行机构能力等约束,设计了金字塔构型CMG群框架角速度的非线性模型预测(nonlinear model predictive control, NMPC)跟踪控制律.在转动惯量存在测量误差及空间干扰情况下,多种姿态机动仿真表明,本文提出的控制方法是有效的,且表现出较强的鲁棒性.

卫星太阳帆板展开的动力学仿真分析与应用

研究了卫星帆板展开对整星姿态的影响,优化了展开策略.对单块帆板的展开进行了理论建模,得到了转动角度和时间关系的解析解;结合某卫星工程实际对单块帆板进行了ADAMS动力学仿真,建立了更接近实际的ADAMS模型和参数设置.通过搭建的单块帆板展开试验机构进行展开试验,测得了驱动力矩、阻力矩等参数,并对理论模型和ADAMS模型进行了参数修正.修正后的结果显示理论计算、仿真和试验结果相差在5％以内.对于10.6 kg帆板而言,驱动力矩每增加0.09 N·m,展开时间缩短0.4～0.5 s,冲击载荷相应增加400 N左右.修正过的ADAMS模型可应用于整星帆板展开动力学分析,得到不同展开策略对卫星姿态影响的大小,为展开模式的选择、姿态精确控制提供参考依据.

基于偏差分离原理的卫星执行机构故障诊断

提出一种同时估计输入时滞和控制输入故障的方法。首先,基于偏差分离的思想,分别建立含有输入时滞和控制输入故障的一般控制系统与卫星姿态控制系统的数学模型。其次,基于二阶Kalman滤波对控制输入故障以及输入时滞进行估计。最后,对所提出的方法进行了数学仿真验证,特别地,基于"快舟一号"卫星控制系统半物理仿真平台进行了半物理仿真验证,证明了方法的可行性和有效性。

商用现货器件在卫星中的应用

在卫星设计过程中,采用商用现货(COTS)电子器件替代传统卫星研制中昂贵的高等级产品来降低研制成本是行之有效的方法。文章总结了商用现货器件在卫星中应用时所面临的空间环境干扰,并针对单粒子翻转问题提出冗余设计和特定电路设计等策略。对当前国内外卫星中采用的各种COTS器件设计方法进行了论述,分析了各种提高商用现货器件可靠度方法的优缺点,并结合已经发射的BIRD、ARGOS等卫星和正在研制的容错结构,综述了COTS器件在卫星中的应用,分析了COTS器件的作用和使用方法。文章内容可为工程实践提供一定的参考。

光学小卫星振动夹具设计及动特性分析

夹具是卫星振动试验的传力部件,夹具性能的好坏直接影响到振动试验的真实性和可靠性。总结了卫星振动夹具设计的一般方法和思路,针对某光学小卫星振动夹具进行了设计工作,利用有限元软件MSC.NASTRAN对振动夹具动特性进行了分析,对其刚度、质量、固有频率及动特性响应间的关系进行了研究,完成了某光学小卫星振动夹具的设计工作,从其动特性响应分析结果看,带振动夹具后整星动特性响应平均偏差约为6%,最大响应偏差约为11%,振动夹具对整星动特性影响在合理范围内,目前该振动夹具已成功应用于某光学小卫星按GJB1032-90所规定的地面力学环境试验中,并取得了预期的效果,该方法可应用于其他卫星振动夹具的设计中。

星图匹配观测三角形优化选取技术

为了提高三角形星图识别算法的成功率,减少匹配过程中的计算量,进而提高星敏感器实时输出姿态的性能,提出一种星图匹配前"二次优化"选取观测三角形方法,该方法在在初选观测三角形的基础上,对观测三角形进行第二次优化筛选,进而提高星图识别环节的效率。优化选取观测三角形是基于QUEST定姿原理,将观测三角形的边与夹角的约束关系转换到像平面上。全天球遍历分析统计结果表明:在12°×12°视场中,采用本文提出的方法,可使一次匹配成功并输出可用于星图验证环节的较高精度姿态信息的概率提高60.9%,从总体上可大大减少星敏感器星图识别环节的计算量,并且每帧全天球定姿输出的时间一致性也被大大提高。