航天器控制中的星载计算机技术

北京控制工程研究所星载计算机研究室为我国航天器控制研制了多种类型容错计算机,本文概要介绍了几种主要容错计算机的特点,并简述了星载控制计算机发展趋势。     

多任务航天器平台的姿态和轨道控制系统

由ＣＮＥＳ（法国航天局）倡议的法国通用卫星平台ＰＲＯＴＥＵＳ定义为一个廉价小卫星，它运行在近地轨道，无需进行重大的具体个性就能够执行多种任务。所考虑的不同种类任务是：惯性定向或对太阳定向，对地球定向（对天顶定向或对天底定向）。ＣＮＥＳ已选定ＡＥＲＯＳＰＡＴＩＡＬＥ负责ＰＲＯＴＥＵＳ平台的研制。本文先综述关键要求，然后描述现已开发的通用平台的姿态和轨道控制系统（ＡＯＣＳ）。ＡＥＲＯＳＰＡＴＩＡＬＥ合     

航天器智能控制实验平台

介绍了一套"航天器智能控制实验平台".它是一套由遥操作计算机和航天器实验装置固连计算机所组成的主、从计算机系统.航天器实验装置固连计算机基于VME总线,具有很强的I/O接口能力,可以承担复杂航天器实验装置的测控接口任务.遥操作计算机作为用户操作的终端.应用所开发的SIMSAT软件包,可以方便地对航天器姿态控制进行多种控制方案的数学仿真和物理实验.有关仿真实验结果证实了该平台的有效性.     

航天器振动试验控制技术进展

航天器对恶劣动力学环境的适应能力直接关系到整个航天飞行任务的成败,振动试验控制技术是动力学环境试验的关键环节.本文分析了近年来国内外航天器振动试验设备和振动控制算法的研发动态、基本原理和关键技术达到的水平.提出了跟踪研究的基本思路,途径及建议.     

航天器智能控制实验平台

本文所介绍的“航天器智能控制实验平台”是基于中加合作项目的开发成果。该平台是一套由遥操作计算机和航天器实验装置固连计算机所组成的主，从计算机系统、航天器实验装置固连计算机基于ＶＭＥ总线，具有很强的Ｉ／Ｏ接口能力，可以承担复杂航天器实验装置的测控接口任务。遥操作计算机作为用户操作的终端。应用所开发的ＳＩＭＳＡＴ软件包，可以方便地进行多种控制方案睡物理实验。该平台的研制必将有力地推动航天器智能控制技术     

基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法

为了解决传统航天器姿态测量方法中存在的误差率高的问题,提出基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法。首先对使用的精密星敏感器进行设计,并将在不影响航天器运行的前提下安装在合适的位置上。通过建立运动坐标系、坐标参数转换和设置姿态参数三个步骤得出航天器运动模型,在该模型下分析出航天器姿态的基本运动规律、利用精密星敏感器识别并选取航天器空间下的任意三个星点,最后综合定位的星点和航天器姿态的运动规律,从不同的角度上确定航天器姿态测量结果,为了提高航天器姿态测量结果的精度进行标定处理。通过模拟实验分析得出结论：与传统测量方法相比,基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法的平均误差率降低了6.0%。     

空间控制技术发展与展望

控制是航天器在空间环境下自主完成复杂任务的关键技术. 首先梳理了中国空间控制技术过去50多年来的发展成果, 总结划分为航天器姿态控制、姿态轨道控制、“感知−决策−执行” (Perception-decision-action, PDA)自主控制三个方面, 并在综述了各方面主要进展的基础上, 围绕超大结构航天器姿态轨道控制、轨道空间博弈控制、网络化航天器集群控制、地外探测智能无人系统控制、跨域航天器自主控制、在轨建造与维护(On-orbit servicing, assembly, and manufacturing, OSAM)控制6个技术方向, 提出面临的挑战和需要重点关注的基础性问题, 为空间控制技术未来的发展提供借鉴和参考.     

空间控制技术发展与展望

控制是航天器在空间环境下自主完成复杂任务的关键技术。首先梳理了中国空间控制技术过去50多年来的发展成果,总结划分为航天器姿态控制、姿态轨道控制、“感知-决策-执行”（Perception-decision-action, PDA）自主控制三个方面,并在综述了各方面主要进展的基础上,围绕超大结构航天器姿态轨道控制、轨道空间博弈控制、网络化航天器集群控制、地外探测智能无人系统控制、跨域航天器自主控制、在轨建造与维护（On-orbit servicing, assembly, and manufacturing,OSAM）控制6个技术方向,提出面临的挑战和需要重点关注的基础性问题,为空间控制技术未来的发展提供借鉴和参考。     

可重用航天器返回后电性能综合测试方法研究

航天活动的日益增多必然会带来可重用航天器的发展,在可重复使用航天器返回后如何对其进行全方面的电性能评估是一个重要的研究方向。结合多用途飞船返回舱的测试经验及方法,研究了可重用航天器返回后的电性能综合测试方法,从设备状态识别、测试用例固化、状态变化比较、剩余寿命分析、测试项目缩减等方面给出了全新的思路参考。采用新型的测试方法可以进一步缩短测试周期、优化测试流程、提高测试效率、降低测试成本。     

基于Simulink的航天器姿态动力学仿真教学研究

针对航天器姿态动力学课程理论性、逻辑性和应用性强的特点,开展图形化可视化Simulink仿真教学研究.梳理课程内容体系,分析典型姿控系统自闭环回路特征,提出基于航天器姿控仿真教学系统的理论辅助教学和实验实践教学的教学模式.设计航天器Simulink姿控仿真教学系统总体方案,依据航天器姿态欧拉动力学和四元数运动学方程构建Simulink姿态运动模型,建立速率陀螺和反作用飞轮等典型姿控硬件模型,运用虚拟现实三维建模语言和Simulink/3D Animation工具阐明可视化姿态模拟的实现思路.搭建了反作用飞轮姿控Simulink仿真教学系统实例,通过姿态非线性微分方程数值解实时驱动下的动态立体姿控视觉效果,使学员以闭环交互方式获得课程内容学习的多重感知.     

太阳帆航天器地球逃逸轨道解析最优控制律

针对太阳帆航天器地球逃逸轨道控制问题,给出一种新的解析最优控制律.该控制律可使航天器在逃逸过程中轨道能量变化速率最大,从而保证逃逸时间最短.考虑到地球逃逸轨道形状,引入改进春分点轨道根数对航天器运动学方程进行描述,并给出了地球逃逸轨道最优控制律的推导过程.仿真分析表明,该控制律计算速度较快,而且可以根据航天器状态实时计算姿态控制角,因此比较适用于未来太阳帆航天器在轨自主控制系统.     

基于动态滑模控制的挠性航天器姿态控制

本文采用滑动模态控制方法对挠性航天器设计了姿态镇定控制律.首先,建立了挠性航天器的数学模型.其中,挠性航天器的运动学方程采用姿态四元数描述.然后,通过引入动态切换函数,设计挠性航天器的动态滑模姿态控制律.该控制律能对滑模姿态控制律中由符号函数项引起的抖振进行抑制.采用Lyapunov方法证明了所设计的动态滑模姿态控制律能使闭环航天器姿态系统稳定.最后,通过数值仿真例子验证了所提出方法的有效性.     

与轨道校正相协调的航天器重新定向的优化控制

本文研究航天器运动控制的姿态定向模式与轨道校正模式的优化协调问题,既研究了解决该问题的一般方法,又具体提出了航天器的旋转及轨道运动的协调控制问题,文中给出了空间站适用的与轨道校正相协调进行的航天器姿态重新定向控制的具体算法,表明了航天器姿态定向与轨道高度保持协调控制有高效率,列举了两种发动机安装模式的数学仿真实例,给出了效率指数的评估值以及旋转次数确定时算出的校正速度值。     

挠性航天器大角度机动的全系数自适应控制

本文研究全系数逢适应控制方法在挠性航天器大角度机动控制中的应用。针对中心刚体带挠性板的航天器，设计了包括黄金分割控制、逻辑微分控制和逻辑积分控制的全系数自适应控制方案，并进挠性结构卫星单轴气浮台全物理仿地具实验。     

爪型航天器对接机构容差性能分析

在航天器对接结构优化设计问题的研究中,航天器对接机构对在轨服务有重要作用,爪型航天器对接机构是新型对接机构.新型对接机构对对接任务的初始位姿偏差的容差性能需要进行研究,对接机构的性能将直接决定对接任务的成败.针对爪型对接机构的容差性能这一问题,利用三维造型软件Pro/E和机械系统动力学仿真分析软件Adams建立了爪型航天器对接机构虚拟样机模型,通过改变单参数变量方法进行对接过程仿真,对仿真结果进行对比分析,可为爪型对接机构的设计、对接初始条件确定和控制策略的制定提供参考.