摘要：在对空间带电粒子进行探测时,大量电子的混入会减少半导体探测器的寿命和工作效率,同时电子的噪声本底也是影响测量精度的重要因素.为了减少电子的影响,需要在离子探测器的探头中加上合适的偏转磁铁用来屏蔽电子的干扰.本文中,磁铁的结构设计借鉴了国外的成功经验,并通过有限元的方法来计算磁场的强度,选择合适的方案消除漏磁的影响以及模拟电子在磁场的轨迹来估计磁场对电子的偏转能力.并用理论计算的数据与实验结果进行了比对,得到了比较好的结果.最后针对空间粒子探测中的偏转磁铁设计提出了一些建议.加偏转磁场的技术也是我国在星载粒子探测器中的首次应用.

摘要：热层大气风场、温度场对热层-电离层耦合研究、热层环流特性研究以及太阳活动和地磁活动研究等有着重要意义,同时其也是航天器飞行环境预报的重要物理基础.目前,由于热层所处位置较高,大气非常稀薄,风场探测难度较大,因此针对热层大气风场的探测手段非常少.Fabry-Perot(FP)光学干涉仪可通过观测气辉来进行风场探测,其对成像系统像质要求不高,在设计中无需过分追求像质,已经成为热层风场测量的重要工具.由于风场观测气辉的辐射强度非常微弱,因此必须进行FP干涉仪测量系统优化,获得相对较强的辐射强度,以提高风场测量精度.但目前,对FP干涉仪系统优化方面的研究较少,且在测风误差评价方面的工作也不充实.本文通过热层测风用固定间距标准具地基FP干涉仪数值模型的建立,解决FP干涉仪设计过程中各参量的优化问题,并提出一种新的测风误差估算方法.数值模型结果分析表明,在目前探测器观测技术水平下,采用全部干涉环参与计算并结合像元合并技术进行风速反演可最大限度地提高测量精度.此外,由于气辉辐射强度是影响热层大气风场测量精度的重要因素,因此在仪器测风精度性能评价时需确定观测对象强度,即气辉的辐射强度.

摘要：本文介绍了圆环天线阵二维综合孔径微波辐射计的测量原理和反演算法,并通过模拟退火算法讨论了两种二维综合孔径微波辐射计圆环阵的稀疏方案,一种方案利用天线旋转,在半圆周上稀疏天线;另一种方案通过将空间频率采样点的均匀分布作为优化的约束条件,在全圆周上稀疏天线.结果显示两种设计较传统设计均有改进之处.对于半圆周天线而言,在积分时间允许的条件下,通过天线旋转与分时测量,天线阵可进一步稀疏.对于全圆周天线而言,与Y形天线阵结构相比,在同样的空间频率覆盖范围内,全圆周天线阵使天线单元数达到了最优.

摘要：本文给出了一种采用Handel-C设计理念,基于CCSDS图像压缩算法的硬件图像压缩核的设计过程.算法实现过程中充分利用Handel-C语言的硬件并行实现机制,在各个硬件模块间大量采用并行运算和流水结构,提高了芯片的处理速度.实验数据表明,本文压缩核的设计在资源消耗和码速率两方面取得了很好的折中.在频率为50MHz的情况下,码速率可以达到15.2Mpixels/s;在8倍压缩情况下,平均PSNR接近40dB,16倍压缩情况下,平均PSNR超过30dB.

摘要：低轨道空间微小碎片密度相对较高,对太阳电池等大面积暴露材料的累积撞击损伤效应是航天器设计中应考虑的主要问题之一.以典型的太阳同步轨道为例分析和计算了太阳电池表面所遭遇的微小碎片通量,进行了微小碎片的撞击损伤模拟实验,并建立了撞击损伤方程.根据碎片通量分布及撞击损伤方程计算了微小碎片的超高速撞击所产生的太阳电池表面的面积损伤率,通过光学透射率的实验测试并结合理论模型,对碎片导致的太阳电池光学透射率衰减进行了计算和分析.结果表明,10a累积撞击导致的太阳电池表面的面积损伤率平均约为0.61%,严重时达到2.3%;光学透射率衰减平均为0.5%,严重时可达到1.5%.此外,针对典型实例就太阳电池表面损伤问题给出了一种模式计算和实验模拟相结合的评估方法.

摘要：利用'实践六号'A星3台辐射剂量仪2004年9月至2007年1月的在轨探测数据,对太阳活动低年,该卫星所处太阳同步轨道不同方向、不同屏蔽厚度下的辐射剂量水平及辐射剂量增长变化特性进行了分析和讨论。结果表明:空间环境扰动会导致日辐射剂量率较之空间环境宁静期有1个数量级的增长,这种增长一般滞后于空间环境扰动事件1~2天,持续时间为十几天至数十天;太阳活动低年,平均日辐射剂量率小于5rad/天,与地球辐射带模型计算结果大致相当。这些结果对卫星的在轨安全保障和抗辐射加固设计都具有重要意义。

摘要：简述了拉格朗日点附近Halo/Lissajous轨道在空间科学探测中的应用价值,以及与之密切相关的IPS的物理意义,在此基础上给出了IPS节能轨道设计与控制涉及的几个基本问题,和IPS技术在拉格朗日点探测任务中的应用情况,分析了IPS技术在我国深空探测中的应用前景。研究表明:IPS技术将促进我国深空探测技术向高水平、低能耗、省经费的方向发展,将在未来的深空探测中发挥重要作用。

摘要：内部充放电效应是主要空间环境效应之一,对中高轨卫星的威胁很大。当前的内部充放电研究主要关注材料,试验手段和计算机仿真工具不能处理三维卫星结构,无法满足工程应用需要,将关注对象拓展至具有复杂结构的卫星部件是有意义的。本工作尝试利用90Sr-90Y源,对太阳帆板驱动机构导电环样品进行了模拟试验,测得不同条件下样品表面电位的差异,并观测到放电现象。同时,利用蒙特卡罗模拟和有限元分析,得到了样品内部充电电场和电位的空间分布。证明利用现有条件进行部件级的模拟试验和仿真分析是可行的。具体的试验和仿真结果,对指导太阳帆板驱动机构内部充放电防护设计,也具有一定意义。

摘要：SpaceWire总线是欧洲空间局为航天应用而设计的一种高速、点对点、全双工的总线网络。时延抖动是表征网络传输性能的关键参数,它度量了端到端的最大传输时延和最小传输时延的差。通过建模仿真,对于某特定应用场景下的SpaceWire总线的时延抖动进行了定量分析和研究。利用Opnet建立仿真模型,通过仿真得出最大传输时延和最小传输时延,从而统计出时延抖动。对时延抖动进行定性、定量的分析,获得对时延抖动有影响的关键参数。根据分析结论,提出了分优先级、分时和动态路由算法三种改善时延抖动的建议和方法。本文的研究成果对于构建低时延抖动的SpaceWire总线网络具有参考意义。

摘要：研究基于最小二乘微分修正方法的平动点卫星两脉冲转移轨道设计,推导了考虑高度和航迹角约束的微分修正公式,讨论了该方法的收敛性.以日地L1点附近的Halo轨道为目标轨道,在圆型限制性三体问题模型下设计了其转移轨道,系统地研究了HOI(HaloOrbit Insertion)点和Halo轨道幅值对转移轨道的影响,给出了HOI点的选择策略,并讨论了应急情况下快速转移轨道设计.数值仿真验证了方法的有效性,选择Halo轨道靠近地球侧的点作HOI点可以获得飞行时间适中的转移轨道.