针对传统检测方法在检测和跟踪微小卫星时存在若设置的检测门限较高可能造成目标丢失、若设置的门限较低则会导致大量虚警的缺陷, 将检测前跟踪的基本理念运用到具体场景中, 提出了一种对微小卫星的检测前跟踪(TBD)方法;建立了红外传感器观测模型, 推导了有关检测前跟踪算法, 设计了粒子滤波的具体实现步骤;最后进行了仿真实验, 验证了模型和算法的有效性。

基于微小卫星组网编队技术, 气象预报工作在时间和空间分辨率方面得到大幅提升.为了完成微小卫星大气微波探测仪射频部分的频率分离功能, 采用体积小、插损小的波导双工器来实现.采用等效电路法和模式匹配法优化参数, 设计了一款166/183 GHz双工器.考虑到实际加工情况, 仿真过程中具体分析了膜片陡直度和膜片厚度对双工器性能的影响.加工过程中, 通过对器件分割方式和加工缺陷的分析, 不断优化加工方案, 最终得到满意的加工样品.经测试, 166/183 GHz双工器的带内插损小于1.5 dB, 回波损耗大于15 dB, 带外抑制高于27 dB以上, 仿真结果与实测结果相吻合, 证明了双工器设计方法的可行性.

针对分布式遥感编队中的协同观测问题, 本文开展了多星协同姿态控制研究。首先建立了参考航天器由对日定向到对目标凝视观测的期望姿态, 设计了基于姿态、角速度偏差的比例-微分(PD)控制器, 证明了闭环系统的李雅普诺夫稳定性。在此基础上, 进一步建立了伴飞航天器的期望姿态, 为使观测目标在参考航天器、伴飞航天器像平面上的成像位置匹配, 以伴飞航天器、参考航天器的姿态之差为基础设计了伴飞航天器的PD控制器, 证明了系统的稳定性。最后, 对理论结果进行了仿真验证, 结果显示伴飞航天器、参考航天器的相对姿态控制误差小于0.01°, 精度满足分布式遥感多星协同观测的任务需求。

简述了国内外光学微小卫星的发展现状，对近二十年来国内外光学微小卫星的轨道、尺寸、质量等主要参数进行了统计和分析。由此发现，现代光学微小卫星普遍采用太阳同步轨道，其质量、尺寸以及功耗呈逐年下降的趋势。数据表明，光学微纳卫星已经进入了高速发展阶段，即将成为光学微小卫星的中坚力量。但综合考虑成本、功耗和关键效能等因素，光学微小卫星的尺寸和质量并不是越小越好，最终将稳定在一个合适的尺寸。现代光学微小卫星的谱段设置灵活且针对性强，拥有较强的综合探测能力，一星多用、一星多能将会成为未来光学微小卫星的普遍特点。另外，相比于CCD，CMOS具有成本优势，且新型CMOS的研制取得了重大进展，预计CMOS器件将会被更多地应用到光学微小卫星之中。

为了充分减小空间望远镜发射的质量和体积, 适应微小卫星的运载需求, 针对某光学系统设计了一种基于带状弹簧的新型空间望远镜自展开机构。首先, 根据理论分析确定了所用带状弹簧的几何尺寸, 并针对某空间光学系统设计了一种基于带状弹簧的新型展开机构; 其次, 建立了该展开机构的有限元模型并分析了其展开后的特性; 最后, 搭建了原理样机并对其进行了实验研究。实验结果表明: 该展开机构展开后的高度为500 mm, 展开后的重复精度误差小于0.1 mm, 偏心小于0.1 mm, 且展开后的一阶自然频率为35.5 Hz, 与有限元分析出的结果相符, 其误差为5.3%, 能够满足空间望远镜展开机构的结构简单、质量轻、稳定可靠、精度高等要求。

空间目标观测策略是决定天基光学监视系统性能的关键因素之一, 本文对国外已服役和在研的GEO目标天基光学监视系统及其观测策略进行了讨论。首先, 概述了GEO目标天基光学监视技术的发展历程; 然后, 简要分析了GEO目标的轨道特性, 并在此基础上讨论了主流的GEO目标监视策略; 最后, 针对近年来呈现出的监视系统小型化和自主运行的发展趋势, 对SBO载荷与3U CubeSat星座的目标监视性能进行了仿真评估。实验结果表明: SBO载荷和CubeSat卫星均可探测1 m直径的GEO目标, 单颗SBO载荷探测GEO目标比例大于51%, 观测弧长和重访周期分别约1.2°和1.5天, CubeSat星座则可探测超过90%的GEO目标, 平均观测弧长和重访周期分别大于67.1°和小于0.4天。由此可见微小卫星通过组网能实现对GEO目标的独立自主监视。

针对基于星载一体化理念设计的某微小卫星星载天线与S飞轮支撑结构随机振动响应不满足总体设计指标的问题, 将星载天线与飞轮进行共支撑结构设计, 提出以随机振动加速度响应为目标的优化设计方法。以支撑结构敏感点随机响应RMS值为优化目标, 体积分数和基频为约束条件, 建立数学模型, 对结构进行优化设计; 对优化后的支撑结构工程分析, 基频达到200 Hz以上, 质量由1.9 kg减少到0.65 kg, 降低65.6%; 开展了力学环境试验对支撑结构性能进行验证, 支撑结构基频210 Hz, 加速度响应RMS值最大相对放大率为0.54, 满足总体基频大于185 Hz和相对放大率小于等于0.6的要求。结果表明, 该优化方法有效可行, 支撑结构动力学参数较好地满足了微小卫星总体设计要求。

针对卫星结构中星敏感器支架在随机激励下加速度响应均方根(RMS)值过大的问题，提出了星敏感器支架优化设计方法。简述了星敏感器安装点随机响应的基本理论，对卫星结构进行了模态和加速度响应灵敏度分析。以星敏感器安装点RMS值最小为目标，以基频和体积分数为约束，建立了星敏感器支架随机响应优化模型，并对支架进行了拓扑优化设计。最后，利用MSC.PATRAN&NASTRAN对优化处理后的支架模型进行了工程分析。结果显示: 星敏感器安装点随机响应RMS值降低了20%以上，支架结构轻量化率达到了50%。另外，利用振动试验台对支架进行了振动试验。实验显示: 有限元分析结果与试验数据相对误差低于15%，表明设计的支架的性能参数满足设计指标，验证了所采用优化方法的可行性。

现代微小卫星具有体积小、质量轻、研制周期短、成本低、发射方式灵活等优势，可在多个领域发挥重要作用，因此备受各国青睐，是当前空间技术发展的一个重要方向。实现微小卫星的一大关键是所搭载仪器、设备的小型化。设计了一套小型可见光相机，适合搭载于微小卫星平台。相机焦距210 mm，有效口径56 mm，角分辨率33 μrad，视场7.8°×7.8°，像素规模达16 M。设计分析对比了不同光学结构型式的特点，最终采用折反射式光学系统。设计采用全球面镜片，选用了融石英和常规火石玻璃等低密度材料组合消像差，系统长度110 mm，摄远比小于0.53，光学质量小于370 g。