三种卫星故障检测策略的对比研究与仿真
北斗三号空间信号测距误差评估与对比分析
摘要：北斗三号作为我国自主建设的全球卫星导航系统，其本身性能水平以及与其他卫星导航系统的性能对比情况，对后续推广应用具有重要影响。
为此，本文以空间信号测距误差（signal-in-space range error，SISRE）作为系统关键性能指标，以GFZ提供的多系统精密轨道钟差作为标准，给出了卫星轨道、卫星钟差、SISRE的比对评估方法，并以2020年1—3月共3个月的实测数据，验证了北斗三号相对北斗二号的精度改进情况，并重点分析了北斗三号与GPS、Galileo、GLONASS之间的性能对比关系。
结果表明：无论是卫星轨道还是卫星钟差，北斗三号的精度水平相对北斗二号都有了明显提高；北斗三号卫星轨道在R、T、N方向精度分别达到0.07、0.30、0.26 m，在4个全球系统中处于最优水平；卫星钟差精度达到1.83 ns，基本与GPS系统持平，优于GLONASS，但还略差于Galileo；在空间信号测距误差方面，如果仅考虑轨道误差，北斗三号SISRE（orb）平均达到0.08 m，紧随其后，Galileo达到0.26 m，GPS达到0.57 m，GLONASS达到0.98 m。
如果综合考虑轨道和钟差误差，北斗三号SISRE 平均达到0.50 m，稍逊于Galileo的0.38 m，略优于GPS的0.58 m，明显好于GLONASS的2.35 m。
关键词：北斗三号广播星历空间信号测距误差卫星钟差精度评估Evaluation and comparative analysis of BDS-3 signal-in-space range errorAbstract: BDS-3 is a global satellite navigation system independently built by China. Its performance level and performance comparison with other satellite navigation systems have an important impact on the follow-up promotion and application. In this paper, the signal in space range error (SISRE) is used as a key performance index of the system. Taking the multi-system precise orbit and clock offsetprovided by GFZ as the standard, the comparison and evaluation method of satellite orbit, satellite clock offset and SISRE is given. Based on the measured data of three months from January to March 2020, the accuracy improvement of BDS-3 relative to BDS-2 is verified, and the performance comparison between BDS-3, GPS, Galileo and GLONASS is analyzed emphatically. The results show that the accuracy level of BDS-3 is significantly higher than that of BDS-2 both in satellite orbit and in satellite clock offset. The orbit accuracy of BDS-3 in the R, T and N direction is 0.07 m, 0.30 m and 0.26 m respectively, which is at the optimal level among the four global systems. The satellite clock offset accuracy is 1.83 ns, which is basically the same as that of GPS, superior to GLONASS, but slightly worse than Galileo. In terms of the signal in space range error, if only orbit error is considered, BDS-3 SISRE(orb) is averagely 0.08 m. Next, Galileo SISRE(orb) is 0.26 m, GPS SISRE(orb) is 0.57 m, and GLONASS SISRE(orb) is 0.98 m. If the orbit and clock error are considered comprehensively, the average SISRE of BDS-3 is 0.50 m, which is slightly lower than 0.38 m of Galileo, better than 0.58 m of GPS, and significantly better than 2.35 m of GLONASS.Key words: BDS-3broadcast ephemeris signal-in-space range error satellite clockoffset accuracy evaluation北斗卫星导航系统(BeiDou navigation satellite system, BDS)按照“三步走”战略稳步推进[1-2]。
卫星在轨主要故障模式、原因分析及措施建议
卫星在轨主要故障模式、原因分析及措施建议
罗胜中，袁俊刚
（中国空间技术研究院 通信与导航卫星总体部，北京 100094）
摘要：分析国内外近 10 多年来的卫星在轨故障情况，总结 6 类灾难性及严重在轨故障模式；提炼出
星上典型设备/部件的主要在轨故障模式。在此基础上，从新技术及新状态的地面验证充分性、复杂工艺
的稳定性、元器件及电装质量、空间环境影响、软件设计、地面操作等方面分析在轨故障的主要原因，
并给出措施建议，旨在为卫星系统可靠性设计、主要设备/部件的薄弱环节识别及可靠性设计提供参考。
关键词：卫星失效；在轨故障；故障模式；故障原因
中图分类号：V57
文献标志码：A
文章编号：1673-1379(2021)04-0480-07
1）Ⅰ级（灾难性）故障：会导致整星任务失败或 出现不可接受的任务降级，卫星寿命缩短 1/2 以 上。例如姿态失控、整星短路无法供电及指令不能 发送等。
2）Ⅱ级（严重）故障：会导致分系统功能丧失或 性能下降，影响有效载荷部分任务的完成，地面处 理后可保障部分任务的完成，卫星寿命缩短 1/4 到 1/2。例如，部分蓄电池组失效或部分太阳电池阵失 效，导致整星供电能力不足，致使部分有效载荷不 能开机。
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第4期
罗胜中等：卫星在轨主要故障模式、原因分析及措施建议
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0 引言
目前，卫星新技术和新产品的应用升级加快， 以及产品研制过程存在的质量控制不到位等，使得 卫星发射后依然可能发生各种各样的问题，甚至出 现影响业务运行的重大故障和整星失效。
Vol. 38, No. 4 480
航天器环境工程 SPACECRAFT ENVIRONMENT ENGINEERING
SINS_GPS系统故障检测与分析
系统状态方程为 （ , ）- 1 （ ,） （ , ）2 3 （ ,） （ ,） +0 + 4 系统的量测值分位置量测与速度量测两组， 合并得 量测方程为 （ , ）- 5 （ ,） （ , ）2 $ （ ,） # + 其中 4 （ ,） ， （ ,） 为系统噪声阵。 $ 对系统模型离散化， 然后采用开环或闭环卡尔
作者简介： 高俊山， 男， 副教授， 智能控制。 ’-/* 年生，
技使这样一段有限时间也变得越来越短。
参 考 文 献
［’］ 气象出版社， ! 9 " 9 %6*:;) , 混沌本质 , 北京： ’--. ［*］ 吴祥兴， 陈忠， 等 , 混沌学导论 , 上海： 上海科学技术文献出版社， ’--/ ［0］ 郝柏林 , 从抛物线谈起 — 混沌动力学引论 , 上海： 上海科技教育出版社， ’--0 ［1］ 朱之辕， 徐功仁 , 混沌系统与随机系统的转换及其控制 , 东北化工学院学 报， （(） ： ’--.， ’0 /’/ < /** ［(］ 朱伟勇， 王兴元 , 二维 %6=>?,>@ 映射中的阵发混沌与分形 , 东北大学学报， （(） ： ’--2， ’()- < (’* ［/］ 刘孝贤 , 利用同步混沌系统和对称混沌信号实现保密通信 , 山东工业大学 学报， ’--.： */ < (1
目前对于舰船的导航来说，多倾向于采用组 合导航技术。比起单一的导航方式，组合导航的功 能大大增强，但同时由于规模的扩大，复杂性的增 强，系统出错的概率也会增加，而一旦发生故障， 常会带来很大的损失。因此，为了对系统的可靠性 做出切实的保障，必须采用有效的故障检测手段， 将故障检测出来之后，及时采取隔离措施，并完成 系统的重构。 导航系统常用的故障检测方法中， 有状态 ! 与
基于AMESim的卫星推进系统流阻特性研究
第一作者简介:王申(１９８３ )ꎬ男ꎬ河南南阳人ꎬ高级工程师ꎬ硕士研究生ꎬ研究方向为航空宇航推进理论与工程ꎮＤＯＩ:１０.１９３４４/ｊ.ｃｎｋｉ.ｉｓｓｎ１６７１－５２７６.２０２２.０１.０３９基于ＡＭＥＳｉｍ的卫星推进系统流阻特性研究王申１ꎬ２ꎬ朱一骁１ꎬ２(１.上海空间推进研究所ꎬ上海２０１１１２ꎻ２.上海空间发动机工程技术研究中心ꎬ上海２０１１１２)摘㊀要:根据对某卫星在轨故障模式的分析ꎬ针对卫星推进系统流阻特性展开研究ꎮ基于ＡＭＥＳｉｍ建立两颗卫星氧化剂和燃料的液路模型ꎬ通过数值模拟的手段对液路流阻进行计算ꎬ并与已有的在轨飞行及地面测试数据进行比较ꎬ验证数值模拟模型的有效性ꎬ为推进系统流阻的进一步数值模拟提供帮助ꎮ关键词:卫星ꎻ推进系统ꎻ流阻特性ꎻＡＭＥＳｉｍꎻ数值模拟中图分类号:ＴＰ３９１.９㊀㊀文献标志码:Ｂ㊀㊀文章编号:１６７１￣５２７６(２０２２)０１￣０１５４￣０３ＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＦｌｏｗＲｅｓｉｓｔａｎｃｅＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆＳａｔｅｌｌｉｔｅＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＳｙｓｔｅｍＢａｓｅｄｏｎＡＭＥＳｉｍＷＡＮＧＳｈｅｎ１ꎬ２ꎬＺＨＵＹｉｘｉａｏ１ꎬ２(１.ＳｈａｎｇｈａｉＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｐａｃｅＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎꎬＳｈａｎｇｈａｉ２０１１１２ꎬＣｈｉｎａꎻ２.ＳｈａｎｇｈａｉＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＲｅｓｅａｒｃｈＣｅｎｔｅｒｏｆＳｐａｃｅＥｎｇｉｎｅꎬＳｈａｎｇｈａｉ２０１１１２ꎬＣｈｉｎａ)Ａｂｓｔｒａｃｔ:Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｏｎ－ｏｒｂｉｔｆａｕｌｔｍｏｄｅｏｆａｃｅｒｔａｉｎｔｙｐｅｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅꎬｔｈｅｆｌｏｗｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｓｙｓｔｅｍｗａｓｓｔｕｄｉｅｄ.ＢａｓｅｄｏｎＡＭＥＳｉｍꎬｔｈｅｌｉｑｕｉｄｐａｔｈｍｏｄｅｌｓｏｆｏｘｉｄａｎｔａｎｄｆｕｅｌｆｏｒａｃｅｒｔａｉｎｔｙｐｅｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅｓｗｅｒｅｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ.Ｔｈｅｆｌｏｗｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｏｆｌｉｑｕｉｄｐａｔｈｗａｓｃａｌｃｕｌａｔｅｄｂｙｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｗｅｒｅｃｏｍｐａｒｅｄｗｉｔｈｔｈｅｔｅｓｔｄａｔａꎬｗｈｉｃｈｖｅｒｉｆｉｅｄｔｈｅｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓｏｆｔｈｅｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌꎬａｎｄｐｒｏｖｉｄｅｄａｓｓｉｓｔａｎｃｅｆｏｒｔｈｅｆｕｒｔｈｅｒｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｆｌｏｗｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｓｙｓｔｅｍ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｓａｔｅｌｌｉｔｅꎻｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｓｙｓｔｅｍꎻｆｌｏｗｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓꎻＡＭＥＳｉｍꎻｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ０㊀引言某型号卫星在实施某阶段变轨工作期间ꎬ卫星突然出现异常干扰力矩并持续增大ꎬ随即实施了紧急关机措施ꎮ通过故障树分析及试验排查工作ꎬ认定４９０Ｎ发动机在轨工作异常的最大可能是由于发动机喉部内部温度过高ꎬ使涂层提前失效ꎬ出现烧蚀引起燃气泄漏ꎮ在轨使用工况偏高叠加是发动机喉部温度过高的原因之一[１－２]ꎮ通过分析４９０Ｎ发动机的问题ꎬ卫星推进系统部提出４９０Ｎ发动机不允许超工况在轨使用的要求ꎮ系统流阻是影响４９０Ｎ发动机在轨工况的主要因素ꎬ为避免４９０Ｎ发动机在轨超工况使用ꎬ需要对系统流阻进行复核和复算ꎮ液体火箭推进系统是用液路㊁气路将各部㊁组件联接起来的流体网络系统ꎬ流体管路具有直径小㊁流量大㊁压力高的特点[３－５]ꎮ管流的主要影响因素包括可压缩性㊁惯性和黏性ꎬ研究液体的管路模型可以忽略流体的压缩性ꎬ只考虑流阻ꎮ随着计算机技术的发展ꎬ国内外开发了能够进行液压气动系统数值模拟的软件[６－９]ꎬ其中ＡＭＥＳｉｍ软件中提供的管路模型多达２０余种ꎬ可以根据管路的特征和流体的流动特性选用合适的管路模型[１０]ꎮ本文基于ＡＭＥＳｉｍ建立Ａ星和Ｂ星氧化剂和燃料的液路模型ꎬ通过数值模拟的方法对液路流阻进行计算ꎬ并与已有的在轨飞行及地面测试数据进行比较ꎬ以验证数值模拟的有效性ꎮ１㊀系统建模１.１㊀数学模型系统流阻由３个部分组成:管路沿程流阻㊁弯管及通类局部流阻和组件流阻ꎮ１)管路沿程流阻损失当限制流动的固体边界使流体作均匀流动时ꎬ流体内部以及流体与固体壁面之间产生的沿程不变的切应力ꎬ称为沿程阻力ꎮ由沿程阻力引起的流阻损失称为沿程流阻损失ꎬ用ΔｐＬ表示ꎬ计算公式如下:ΔｐＬ＝λＬＤρｖ２２式中:λ为管路沿程流阻损失系数ꎻＬ为管路长度ꎻＤ为管道当量直径ꎻρ为液体介质密度ꎻｖ为液体介质流速ꎮ２)局部流阻流体因固体边界急剧改变而引起速度重新分布ꎬ质点间进行剧烈动量交换而产生的阻力称为局部阻力ꎮ由局部阻力引起的流阻损失称为局部阻力损失ꎬ用Δｐｃ表示ꎬ计算公式如下:Δｐｃ＝ξρｖ２２４５１ 博看网 . All Rights Reserved.式中:ξ为管路局部流阻损失系数ꎮ局部流阻损失包括多通局部流阻损失和圆弯管局部流阻损失ꎬ液路多通局部流阻损失系数ξ见图１ꎬ圆弯管的局部流阻损失计算公式如下:Δｐᶄｃ＝０.１３１＋０.１６３２ＤＲ()３.５[]θ９０ʎæèçöø÷０.５ρｖ２２式中:θ为弯管弯曲角度ꎻＲ为弯管弯曲半径ꎻＤ为弯管直径ꎮ图１㊀多通局部流阻损失系数ξ１.２㊀ＡＭＥＳｉｍ数值模拟１)结构模型图２和图３所示为某两颗卫星推进分系统燃料和氧化剂管路的Ｃｒｅｏ模型ꎮ系统包括燃料部分和氧化剂部分ꎬ每个部分均由支路和主路组成ꎬ主路由直管㊁弯管㊁孔板㊁三通和自锁阀组成ꎮ为便于计算ꎬ在数值模拟建模时对结构模型进行适当简化ꎬ将自锁阀简化为孔板进行数值模拟ꎮ图２㊀Ａ星推进分系统结构模型图３㊀Ｂ星推进分系统结构模型２)数值模拟模型根据系统原理及所建立的数学模型ꎬ使用ＡＭＥＳｉｍ的液压库和液阻库建立了系统的ＡＭＥＳｉｍ数值模拟模型ꎬ如图４和图５所示ꎮAB C DFE图４㊀Ａ星推进分系统ＡＭＥＳｉｍ数值模拟模型BAC DFE图５㊀Ｂ星推进分系统ＡＭＥＳｉｍ数值模拟模型在数值模拟模型中ꎬ直管通过ＡＭＥＳｉｍ库中的直管进行模拟ꎬ选取类型为ＨＬ０００３ꎻ弯管通过ＡＭＥＳｉｍ库中的直管和弯管的组合来模拟ꎮ其中ꎬ直管部分模拟真实组件的沿程流阻ꎬ选取类型为ＨＬ０００３ꎻ弯管部分模拟真实组件的局部流阻ꎬ选取类型为ＨＲ２３２ꎮ直管和弯管的设置参数如表１所示ꎮ孔板通过ＡＭＥＳｉｍ库中的孔板进行模拟ꎬ选取类型为ＨＹＤＯＲＦ０ꎻ三通用ＡＭＥＳｉｍ库中的三通进行模拟ꎬ选取类型为ＨＲ３Ｐ０１ꎮ表１㊀设置参数类型参数/单位取值直管管径/ｍｍ６.４管长/ｍｍ以实际为准壁厚/ｍｍ０.８相对摩擦系数０.０００８弯管管径/ｍｍ６.４中心角/ｍｍ以实际为准曲率半径/ｍｍ２４１.３㊀数值模拟方案１)对燃料和氧化剂支路代表自锁阀的孔板流阻进行调节ꎬ主要是通过调节孔板的孔径ꎬ使得孔板的压差与自锁阀组件试验测试结果校准ꎻ２)对燃料和氧化剂支路的总流阻进行调节ꎬ主要是通过调节孔板的孔径ꎬ使得并联贮箱支路流阻与试验测试结果校准ꎻ３)进行推进系统管路流阻数值模拟研究ꎬ主要是通过设置与试验一致的进口流量ꎬ获得燃料和氧化剂主路交汇至液路压传的流阻ꎬ完成流阻数值模拟ꎮ２㊀结果分析２.１㊀试验结果通过在轨遥测和地面测试的手段ꎬ获得Ａ星和Ｂ星的实测数据ꎬ实测数据将在下文数值模拟结果分析部分用来与数值模拟结果进行对比ꎮ２.２㊀数值模拟结果分析通过对Ａ星燃料和氧化剂支路自锁阀和孔板的调整ꎬ获得了各支路自锁阀流阻和支路流阻ꎬ如表２所示ꎮ从表中可以看出ꎬ数值模拟结果与实测结果的误差在１％以内ꎮ５５１ 博看网 . All Rights Reserved.表２㊀推进分系统各支路自锁阀流阻类型位置数值模拟结果/ＭＰａ单机实测结果/ＭＰａ误差/％自锁阀燃支路Ａ０.０５７５０.０５７７０.３５燃支路Ｂ０.０５３８０.０５４１０.５６氧支路Ｃ０.０８７８０.０８７８０氧支路Ｄ０.０８４７０.０８４５－０.２４并联贮箱支路流阻燃支路Ａ０.１０２２０.１０２４０.２０燃支路Ｂ０.１０２９０.１０２１－０.７８氧支路Ｃ０.１０４００.１０３９－０.１０氧支路Ｄ０.１０３４０.１０４４０.９７㊀㊀１)主路流阻数值模拟通过对Ａ星和Ｂ星各支路进口流量的调整ꎬ并根据卫星在轨数据ꎬ可以得到如表３所示的液路流阻与实测数据对比结果ꎮ从表中可以看出ꎬＢ星数值模拟结果与地面实测数据吻合度高ꎬＡ星数值模拟结果与在轨数据基本吻合ꎬ但是燃料路流阻数值模拟数据与在轨数据偏差较大ꎬ因此在下文针对Ａ星数值模拟结果进行误差分析ꎮ表３㊀液路流阻数值模拟结果与在轨数据对比位置Ａ星管路实测结果/ＭＰａ管路计算结果/ＭＰａ偏差/％Ｂ星管路实测结果/ＭＰａ管路计算结果/ＭＰａ偏差/％氧化剂路０.１２６００.１３１０＋４.００.０７８４０.０７８０－０.５燃料路０.１２１００.１１２０－７.４０.０４８７０.０４９５＋１.６２.３㊀误差分析从数值模拟结果与在轨数据对比可以看出ꎬ氧化剂路流阻数值模拟值与在轨数据误差－７.４％ꎬ燃料路流阻数值模拟值与在轨数据误差＋４.０％ꎮ误差值的偏差较大ꎬ考虑到混合比偏差对在轨数据的影响ꎬ按照混合比偏差１.８％对数值模拟结果进行误差分析ꎮ根据额定混合比１.６５ꎬ当混合比偏差取－１.８％时ꎬ混合比为１.６２０３(即同一工况下ꎬ燃料消耗较大)ꎻ当混合比偏差取＋１.８％时ꎬ混合比为１.６７９７(即氧化剂消耗较大)ꎬ计算结果见表４－表６ꎮ从计算结果可以看出ꎬ在考虑混合比偏差的情况下ꎬ氧化剂路流阻数值模拟值与在轨数据误差为－４.０％~＋４.０％ꎬ燃料路流阻数值模拟值与在轨数据误差为－７.４％~－１.６％ꎮ由此可见ꎬ混合比偏差会对数值模拟结果与在轨数据的吻合度产生影响ꎮ表４㊀推进分系统并联贮箱支路流阻位置混合比偏差/％数值模拟结果/ＭＰａ水流阻燃料/氧化剂流阻燃料支路氧化剂支路燃料支路氧化剂支路－１.８０.１０３０.０８５０.１０１０.０８３０.１０７０.０８９０.１０４０.０８５燃料支路氧化剂支路燃料支路氧化剂支路＋１.８０.０９９０.０８２０.１０４０.０８５０.１０３０.０８５０.１０９０.０８９表５㊀推进分系统交汇至液路压传流阻位置混合比偏差/％数值模拟结果/ＭＰａ水流阻燃料/氧化剂流阻燃料主路氧化剂主路燃料主路氧化剂主路－１.８０.０３３０.０２７０.０４７０.０３８０.０３６０.０３００.０５６０.０４６燃料主路氧化剂主路燃料主路氧化剂主路＋１.８０.０３９０.０３２０.０５６０.０４６０.０３３０.０２７０.０５００.０４１表６㊀Ａ星液路流阻数值模拟结果位置混合比偏差/％燃料/氧化剂流阻/ＭＰａ数值模拟结果在轨数据误差/％燃料路氧化剂路燃料路氧化剂路－１.８０.１１２０.１２１－７.４０.１２１０.１２６－４.００.１１９０.１２１－１.６０.１３１０.１２６＋４.０燃料路氧化剂路燃料路氧化剂路＋１.８０.１１４０.１２１－５.８０.１３１０.１２６＋４.００.１１２０.１２１－７.４０.１２９０.１２６＋２.４３㊀结语本文基于ＡＭＥＳｉｍ建立了Ａ星和Ｂ星的氧化剂和燃料的液路模型ꎬ通过数值模拟的手段对液路流阻进行计算ꎬ并与已有的在轨飞行及地面测试数据进行比较ꎬ验证了数值模拟模型的有效性ꎬ为推进系统流阻数值模拟提供帮助ꎮ参考文献:[１]张忠利ꎬ张蒙正ꎬ周立新.液体火箭发动机热防护[Ｍ].北京:国防工业出版社ꎬ２０１６.[２]汪广旭ꎬ郭灿琳ꎬ石晓波ꎬ等.基于时滞模型的纵向燃烧不稳定性分析[Ｊ].推进技术ꎬ２０１６ꎬ３７(６):１１２９￣１１３５.[３]杨俊ꎬ何永英ꎬ连仁志ꎬ等.双组元落压推进系统应用现状及关键技术[Ｊ].火箭推进ꎬ２０１６ꎬ４２(４):２１￣２５ꎬ５７.[４]窦唯.液体火箭发动机用过滤器流阻特性及试验[Ｊ].导弹与航天运载技术ꎬ２０１１(１):１０￣１３.[５]赵婷ꎬ陈夏超ꎬ杨成虎ꎬ等.面向高轨卫星的液体轨控发动机研制进展[Ｊ].火箭推进ꎬ２０１８ꎬ４４(１):１￣７ꎬ２１.[６]杨成骁ꎬ王长辉.液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热研究[Ｊ].推进技术ꎬ２０２０ꎬ４１(７):１５２０￣１５２８.[７]王慧洁ꎬ许坤梅.液体火箭发动机燃烧室壁液膜冷却的数值模拟[Ｊ].航空动力学报ꎬ２０１８ꎬ３３(１１):２６６０￣２６６８.[８]王行仁.建模与仿真技术的发展和应用[Ｊ].机械制造与自动化ꎬ２０１０ꎬ３９(１):１￣６ꎬ４５.[９]罗茂春.航空发动机控制系统多学科仿真平台[Ｊ].机械制造与自动化ꎬ２０２０ꎬ４９(３):９４￣９７.[１０]施开志.气动系统主要元件的建模和系统仿真的研究[Ｄ].哈尔滨:哈尔滨工业大学ꎬ２００６.收稿日期:２０２０１２０４６５１博看网 . 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用于卫星导航多星故障识别的新方法
用于卫星导航多星故障识别的新方法张强;张晓林;常啸鸣【期刊名称】《航空学报》【年(卷),期】2008(029)005【摘要】通过分析广义似然比方法,指出该方法不能用于多星故障识别.为能够快速识别多颗故障卫星,提高卫星导航定位系统的可靠性,提出了一种可以用于多颗故障卫星识别的接收机自主完整性监测(RAIM)的新方法--假设验证法.该方法对所有可能的故障卫星组合进行假设验证,对每种假设的故障卫星组合计算出卫星伪距偏差,然后利用此偏差构造一个新的奇偶残差矢量,最后利用特定的故障识别准则进行判断.以识别2颗故障卫星和识别3颗故障卫星为例进行了计算机仿真,结果显示:假设验证法故障正确识别率高于85%,高于现有的可用于多星故障识别的最优奇偶矢量法,可以有效提高卫星导航系统的可靠性.同时,与最优奇偶矢量法相比,假设验证法不需要求取矩阵广义特征向量,计算量将减少90%以上.【总页数】6页(P1239-1244)【作者】张强;张晓林;常啸鸣【作者单位】北京航空航天大学,电子信息工程学院,北京,100191;北京航空航天大学,电子信息工程学院,北京,100191;北京航空航天大学,电子信息工程学院,北京,100191【正文语种】中文【中图分类】TN967.1【相关文献】1.一种用于脉冲星信号去噪的新方法 [J], 孙景荣;许录平;王婷2.GPS多星故障识别改进算法的仿真研究 [J], 孙淑光;聂玉琴;刘亦石;童振宇3.卫星导航系统传感器故障识别 [J], 刘春娟;宋华;邱红专;刘长华4.基于HHT的抗CT饱和变压器故障识别新方法 [J], 公茂法;夏文华;张晓明;李国亮5.“北斗星通”的梦想与力量——访北斗星通卫星导航定位技术股份有限公司总裁李建辉 [J], 韩跃清因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
KU波段卫星故障定位分析及优化调整探讨
• 51•现阶段民航使用的KU波段卫星主要为民航ATM综合数据通信网提供高、中速率的中继电路，并提供话音通信、雷达信息引接、VHF遥控、数据广播等中低速率的空管专用电路。
目前青海地区共有KU波段卫星节点5个，分别是西宁节点号58，西宁节点号59，刚察节点号67，德令哈节点号76，格尔木节点号75；通过对西宁、刚察、格尔木卫星维护中的故障分析和相关测试优化调整不仅是设备维护人员需要掌握的技能和技巧，而且对维护人员能够及时快速排除故障给予设备可靠稳定的运行提供有力保障具有重要安全意义。
本文在分析k u卫星地面站故障信号定位的基础上，对相关设备的配置和业务引接进行了优化调整分析和测试，从而为该方法进行深度研究和应用提供了相关参考。
1.民航空管KU卫星网系统结构和基本工作原理民航KU卫星使用亚洲四号卫星（东经122.1度）K-8V转发器，带宽54MHz，极化方式为上行水平极化，下行垂直极化，上行频率为14465MHz，下行频率为12715 MHz，信标频率为12253MHz。
ODU和室内单元工作带宽为36MHz。
民航Ku波段卫星网内所有站点需要实现互联互通。
采用分组的办法实现，全网分为G0、G1、G2。
每组ODU的射频中心频率和MODEM的中频频率各不相同。
青海空管分局KU卫星站点属于三类站，该种类型的地面站配置2个VSATPlusIIe终端，冷备份25W ODU，以及3.7米Ku天线。
三类站包括室内设备（IDU）和室外设备（ODU）两部分。
民航使用的室外单元由EFDATA和ANAcom公司提供。
室外单元的作用是将室内设备输出的中频信号进行变频成射频信号放大后发射到卫星，或者将从卫星接收的射频信号进行放大变频成中频信号后送到室内单元。
民航室内单元使用加拿大Polarsat公司的VSATplusII系统。
室内单元作用是为用户设备提供接入卫星网的接口。
VSATplusII系统能为用户提供数据、话音和视频通信功能。
卫星信道模型分析与仿真
卫星信道模型分析与仿真王元;刘江春;杨博【摘要】In order to study the propagation of satellite channel, Lutz channel model and its extension were analyzed.Rice's sum of sinusoids was used to simulate the color Gauss process,so as to realize Rayleigh、Rice、Lognormal distribution and Lutz channel model simulation in different environment.The simulation results show that, both in Lutz channel model and its component of three probability distribution, the computer simulation and theoretical formula curve can be a good match.So, the method of Rice's sum of sinusoids can be adopted to simulate the satellite channel model effectively.%为研究卫星信道的传播特性,分析了Lutz信道模型以及在此基础上改进的Lutz信道模型.采用莱斯正弦和法对色高斯分布进行仿真,从而得到瑞利、莱斯和对数正态这3种分布,并在此基础上实现了不同环境下的Lutz 信道模型.仿真结果表明,Lutz信道模型及组成它的3种基本概率分布的计算机仿真曲线与理论公式所得曲线吻合度较高,因此,可用莱斯正弦和法有效的仿真卫星信道模型.【期刊名称】《电子科技》【年(卷),期】2016(029)012【总页数】4页(P69-72)【关键词】Lutz信道模型;色高斯过程;莱斯正弦和法;瑞利分布【作者】王元;刘江春;杨博【作者单位】航天恒星科技有限公司卫星通信事部,北京100086;航天恒星科技有限公司卫星通信事部,北京100086;航天恒星科技有限公司卫星通信事部,北京100086【正文语种】中文【中图分类】TN927卫星通信系统由于其通信距离远、覆盖面积广、不受地理条件和自然灾害限制的优点，得到广泛的应用。
航天器故障诊断技术方法
航天器故障诊断技术方法近年来，随着卫星技术的发展，航天器的结构和任务需求日益复杂，其复杂系统的故障诊断一直是当前研究的热点。
研读了几篇关于航天器故障诊断的论文后，我对相关领域有了更细致的了解。
航天器的故障诊断技术随着航天器的发展而拥有多年历史。
从1957年前苏联发射第一颗人造卫星开始，最初的第一代航天器控制系统结构和功能都很简单，只能控制航天器的姿态。
控制器也一般都采用模拟电路，工作寿命比较短，控制精度比较差。
第二代航天器控制系统一般都采用了星载数字计算机，同时具有姿态控制和轨道控制功能。
系统的方案设计中广泛采用现代控制理论和方法，并采用了高精度姿态敏感器、动量交换式控制系统和地磁姿态控制技术以满足高精度和长寿命的要求，故障诊断技术也得到很大发展。
第三代航天器导航、制导和控制系统是应星际飞行和载人航天的需要而产生的，具有全部制导、导航和控制功能，还具有故障诊断和系统重构的功能。
系统关键部件有多重冗余，有自诊断和自主重构的能力，满足飞船对GNC系统的安全性、可靠性要求，做到“一个故障工作，两个故障安全”。
通过对国内外故障诊断历史的分析研究，可以总结出航天器故障诊断的部分主要方法如下：1.基于信号处理的故障诊断方法。
该方法是诊断领域应用较早的方法之一，主要采用阈值模型。
信号分析采用较多的主要有时域、频域、幅值、时-频域特性分析等。
信号处理方法主要有：峰值、均方根值、波峰系数、波形系数、偏斜度指标等参数分析，相关分析法，包络分析法，最大熵谱法，倒频谱法，同步信号平均法，自回归谱分析法，小波分析，分形分析等。
信号分析方法是其它诊断方法的基础。
2.基于规则的专家系统诊断方法。
基于规则的方法又称产生式方法，早期的故障诊断专家系统都是基于规则的，这些规则是从专家的经验中总结出来，用来描述故障和征兆的关系。
该方法的优点是知识表示简单、直观、形象、方便，使用直接的知识表示和相对简单的启发式知识，诊断推理速度快；要求数据的存储空间相对较小；易于编程和易于开发出快速原型系统。
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文章编号 ： １ ０ ０ ６ － ９ ３ ４ ８ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ９ － ０ ０ ５ １ － ０ ５
计
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仿真 ຫໍສະໝຸດ ２ ０ １ ３ 年９ 月
三种 卫 星 故 障检 测 策 略 的对 比研 究 与仿 真
冀捐 灶 ， 彭兴钊 ， 杜 军， 黄 国荣
（ 空军工程大学航空航天工程学 院， 陕西 西安 ７ １ ０ ０ ３ ８ ） 摘要 ： 故障检测是保证导航系统完好性 的重要途径 。针对 接收机 自主完好性监测算法 ＲＡ Ｉ Ｍ 需要至少 ５颗 可见 星时才能进 行故障检测的问题 ， 在惯性／ 卫星组合导航 系统 的框 架下 ， 通过构建能反 映卫 星故障特征 的检验统计量 ， 并 根据检验统 计量 的分布确定相应的检测 门限， 提 出了解分离 和残差 外推两种卫 星故障检测方案 。仿真结果表 明： 解分离算法能在存在 Ｒ Ａ Ｉ Ｍ 漏洞时检测故障且易于进行系统重构 ， 但其故 障检测效率 不高 ； 残差外推法适用于检测慢变故障 。仿真结果表 明 ， 改进方法 故障检测效率有较大提高 ， 甚至在 只有三颗 可见 星时仍 能较快 地检测 出慢变故 障。 关键词 ： 完好性 ； 故障检测 ； 接收机 自主完好性监测 ； 解 分离 ； 残差 外推
ＡＢＳ ＴＲＡＣＴ： Ｆ ａ ｉ ｌ ｕ ｒ ｅ ｄ ｅ ｔ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｉ ｓ ａ ｎ ｉ ｍｐ ｏ ｒ ｔ ａ ｎ ｔ ｗａ ｙ ｔ ｏ ｇ ｕ ａ ｒ ａ ｎ ｔ ｅ ｅ ｔ ｈ ｅ ｉ ｎ ｔ ｅ ｇ ｒ ｉ ｔ ｙ ｒ ｅ ｑ ｕ ｉ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｏ ｆ ｎ ａ ｖ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ．Ｉ ｎ ０ ｒ －
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中图分类号 ： Ｖ ２ ４ １ ； Ｔ Ｐ ３ ９ １ ． ９ 文献标识码 ： Ｂ
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