摘要：大气光强闪烁会明显降低无线光通信的通信质量。为了降低这种影响,进行了卷积交织结合(1/2,7)卷积编码用于无线光通信系统的实验及仿真研究,完成了相应的实验光机和通信电路的研制,设计了OOK方式调制785nm半导体激光器的方案应用于室外无线光通信系统。理论和实验结果都表明,设计的差错控制编码技术在弱湍流条件下,较好地提高无线光通信系统的通信性能。此外,外场实验和仿真结果还反映出,大气湍流引起的光信号的深衰落会明显影响系统的通信误码率,提高交织器的交织深度可以有效地抑制其影响。

摘要：为了克服大气湍流引起的光信号的深衰落,提高交织器的交织深度是一种有效的方法。提出了一种新的前向纠错方案用来降低交织深度较大的交织器设计的复杂性,该方案在发射端采用交错卷积编码结构,将编码输出序列经字节组合后,再通过字节交织方式离散大气湍流所引起的衰落信号;在接收端设计成字寻址的解交织,给出了一种对数度量量化的软判决Viterbi并行译码方式。针对该方案进一步优化了字节组合方式,提出了与之相匹配的新型的互质型分段字节卷积交织结构。将该方案用于通信速率为300Mbit/s的无线光通信系统,仿真结果表明,该方案能够降低交织器和单译码器的处理速度要求,而且在误码率为10?6时,相对于最佳阈值判决有约6.9dB的编码增益,与完美交织下的编码性能仅相差0.3dB,这在高码率无线光通信系统中抑制大气湍流的影响有潜在的应用价值。

摘要：研究了一种基于hp自适应伪谱法的飞行器再入在线轨迹优化与制导方法。首先针对飞行器再入段在末速度最大的条件约束下进行了轨迹优化;然后针对再入段地球大气分布不均匀、建模误差、扰动等因素,设计了基于hp自适应伪谱法的反馈制导方法;最后进行了数学仿真研究。仿真结果表明:采用本文提出的反馈制导方法得到的末速度为6.93 km/s,比未采用闭环制导的方法提高了0.33 km/s,并且制导精度提高了15倍。

摘要：针对单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)的奇异问题,旨在建立一种基于角动量空间而非力矩空间的SGCMGs姿态控制策略,从根源上解决SGCMGs的操纵奇异,且不失其敏捷特性.由于此控制方案的动量管理环节需要另外一套动量交换机构参与,故引入反作用飞轮(RWs)组成混合执行机构,同时RWs可在机动末端用于高精度姿态稳定.针对双平行SGCMGs,采用特征轴时间最优路径进行角速度规划,并基于角动量空间设计控制策略.同时,针对一个陀螺失效的情况设计了相似的角动量控制算法.仿真结果表明,采用角动量控制律不涉及奇异问题,且敏捷性与稳定性良好.

摘要：针对异轨卫星相对位置大范围动态变化的问题,在分析单颗卫星可见性、轨道特性及天线指向范围的基础上,提出了一种异轨等高中地球轨道(MEO)卫星的建链模式设计方法,推导了与建链模式匹配的最小离轴角解析式和指向范围判断式,并结合不同类型建链情况提出了两类建链模式实现流程及其匹配的最小离轴角解析式。对典型工况的稳定链路数、指向范围类型及最小离轴角进行计算,并与STK软件仿真结果比对,结果表明:文章设计的建链模式完全可行,最小离轴角计算值与仿真修正值偏差(小于0.1°)优于工程要求的指向精度(0.2°),具备工程应用价值。

摘要：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。

摘要：针对GEO超大口径光学遥感相机强光保护的技术难题,提出相机遮光板和卫星姿态控制联合设计方法.采取有限特征点离散化分析方法评估不同太阳光入射角下的遮挡效果,针对GEO轨道太阳高度角年变化的特点,提出通过卫星姿态偏航机动减小遮光板尺寸的方法,建模推导得到不同太阳高度角条件下的最优偏航偏置角度的解析解,得到年变化的卫星姿态偏航偏置导引律.根据最优偏航偏置角度,结合相机内遮光罩尺寸,计算得到最优遮光板尺寸和折弯角度,提出每轨包含三次姿态机动的八段式太阳规避姿态控制策略,实现地球静止轨道光照条件下的超大口径光学相机强光保护.经仿真验证,卫星的在轨可用率不低于77%,保证了卫星在轨应用效能.

摘要：研究了大气折射对光学卫星图像定位的影响。基于水平均匀球面分层模型,建立了定位误差与视线偏离角的关系,以SCIATRAN模型大气垂直廓线作为输入,计算了大气顶到目标大气各层的折射率,仿真模拟了不同卫星高度和不同位置目标的定位误差,以及光线波长、目标高度、折射率日变化等对定位误差的影响,研究结果可用于光学遥感卫星的图像定位与配准技术设计。

摘要：针对静止轨道单太阳翼卫星在转移轨道段,太阳翼展开对日定向稳定控制过程中,太阳翼结构的初期放气干扰力矩对姿态影响的问题,利用卫星姿态动力学模型、姿态变化和推力器等参数,估计太阳翼放气产生的干扰力矩。通过理论仿真,验证了估计方法的正确性。以风云四号(FY-4)卫星为例,在轨实时估计结果表明:FY-4卫星太阳翼放气持续时间近11个小时,初期最大干扰力矩达37mN·m,比光压力矩约大2个量级,其对姿态影响不可忽视。文章的研究结果可为地面控制系统设计和在轨控制参数修改提供数据参考。