空间站的制导、导航和控制问题及其概念

NASA空间站向工程设计人员提出一项新的挑战,此项重任将综合运用NASA25年载人和不载人空问飞行的经验,研制第一个载人飞行结构,准备提供“永久性载人空间站”,其工作寿命可从几年到几十年,而不象以前载人计划那样只有几天或几周。长寿命,规模逐步发展,高功率和自主性等系统一级的要求对空间站的制导、导航和控制(GNC)分系统提出了一些特殊要求。其中许多要求将会影响空间站的结构,反过来又影响GNC分系统。本文讨论空间站GNC分系统对系统级的功能要求,并介绍方案研制组所进行的结构综合研究结果。     

当前航天器制导,导航和控制的几个问题

本文归纳了当前瑾和预研中航天器制导、导航和控制技术五个方面有待解决的问题。这就是２０００．０星上计算机实时许轨道的时间系统和坐标系统标准化;星载高精度、高可靠ＧＰＳ实时定轨、定姿组合系统;制导、导航和控制系统的小型化,十二一世纪的交会对接技术;第四代航天员舱外活动控制技术。     

嫦娥一号卫星的制导、导航与控制

嫦娥一号卫星是中国首颗月球卫星。卫星制导、导航与控制（GNC）任务复杂多变,对系统实时性、可靠性和精度要求较高。文章介绍嫦娥一号卫星GNC系统组成、控制方法、系统特点和典型飞行结果。     

2022国际制导、导航与控制学术会议(ICGNC2022)

由中国航空学会制导、导航与控制分会、飞行器控制一体化技术重点实验室共同主办,中国自动化学会导航制导与控制专业委员会、中国自动化学会无人飞行器自主控制专业委员会、中国自动化学会控制理论专业委员会协办,哈尔滨工程大学承办的2022国际制导、导航与控制学术会议(ICGNC2022)将于2022年8月5-7日在哈尔滨召开。     

飞船GNC系统中的制导导航控制容错计算机

飞船返回舱制导导航控制计算机采用8086 8087提高系统浮点运算能力，借助前后台任务分担的并行处理结构弥补CPU处理能力的不足，运用TMR／S容错结构提高系统快速屏蔽故障能力。计算机技术的综合、灵活、成功运用，创造了飞船GNC系统复杂、繁重任务顺利执行的条件，保证了载人飞船飞行试验的圆满完成。     

硅微技术在导航、制导与控制中的应用及发展趋势

主要对近几年来微机电系统的技术进步和应用情况作了介绍,特别对基于微机电技术的敏感器和执行机构在航空和航天领域的导航、制导和控制方面的应用进展作了较为详细的叙述,最后指出了MEMS技术的发展趋势和目前正在突破的关键技术.     

新型地球观测系统公用卫星的制导,导航和控制分系统设计

新型地球观测系统（ＥＯＳ）公用卫星是为ＥＯＳ飞行任务（ＰＭ、ＡＭ和Ｃｈｅｍｉｓｔｒｙ飞行任务）的有效载荷公用舱设计的。ＥＯＳ飞行任务从太阳同步（７０５ｋｍ高度）近极地轨道观测地球；三项飞行任务各自携带各不相同的配套仪器，用这些仪器收集有关地球大气、海洋和气候的各种信息。公用卫星必须适应仪器设计（乃至仪器舱）在项目寿命期的可能变化，而不需对卫星本身作重大的设计修改。ＥＯＳ制导、导航和控制（ＧＮ＆Ｃ）     

交会期间自动变轨飞行器的制导,导航与控制

自动变轨飞行器（ＡＴＶ）是欧洲为阿尔法国际空间站的在轨补给任务而设计的一种后勤变轨飞行器，在ＡＴＶ设计中难度最大的要求是与载人空间站的自主的轨交会能力，ＡＴＶ是欧洲研制的第一个具有这种能力的飞行器。目前，ＡＴＶ正处于研制计划的Ｂ阶段。包括详细设计和首飞模型结构研制的Ｃ／Ｄ阶段计划于１９９７年开始，２００２年首飞，文章集中讨论Ｂ阶段（即确定ＡＴＶ与阿尔法空间站交会期间其制导，导航和控制（ＧＮＣ的功能     

在自主RVD任务的接近距离内的制导、导航和控制策略

不载人航天器的自主交会对接将是日本未来空间活动的一项关健技术,近几年来已对它进行了广泛的研究。本文概述了日本第一代RVD系统的近期研究成果及有关航天器的相对逼近和最后逼近阶段及对接阶段的制导、导航和控制(GNC)系统的基本设计思想;特别强调航天器的安全性、运营标准化及飞行管理系统(FMS)和飞行控制系统(FCS)的分级模块化设计等方面;探讨了一些新的设计思想,如飞行路径和运营模式二者的标准化,GN&C功能的分级控制及GPS相对导航滤波器的简化结构;还对研究现状进行了一些评析。     

最近十年航天器制导、导航与控制（GNC）系统故障分析研究

提高航天器运行可靠性，减少其故障发生率，对空间技术及其应用来说都是关键问题，对军用卫星的实效性和长寿命卫星与民用卫星的经济性意义尤其重大。文章首先对最近10年(1990—2001年)成功发射并在轨运行的764颗航天器进行了概述和分类，其后就收集记录的GNC系统故障实例予以整理研究，并分析了造成这些故障的原因，从而提出今后设计和研制的改进意见。     

考虑导航误差和摄动影响的椭圆轨道最优交会制导

本文提出了一种新的航天器最优交会制导方法.该方法能够快速精确求解包含J_2项与大气阻力项摄动的椭圆轨道交会问题,并充分考虑非合作目标存在的导航误差,保证交会精度的同时实现所需速度增量最优.首先,本文采用了一种新的状态转移矩阵求解方法,能够对考虑J_2项和大气阻力项摄动的任意偏心率下的相对运动进行描述,得到考虑摄动与偏心率信息的状态约束.其次,建立了导航误差模型,得到描述导航误差的状态约束,并分析其对交会精度与所需速度增量的影响,设计包含加权矩阵的性能指标实现在存在导航误差情况下所需速度增量最优.然后,通过引入松弛变量,将最优交会问题转化为标准二阶锥规划问题进行求解.再者,为了进一步提高相对距离较大的交会任务精度,构建了闭环制导框架.最后,本文通过仿真,验证了设计方法在考虑J_2项与阻力项摄动情况下的有效性,针对椭圆轨道交会问题的精确性以及考虑导航误差情况下所需速度增量的最优性.     

无人自动对接的导航,制导,控制精度和对接条件的探讨

交会对接（ＲＶＤ）技术是一种推动今后空间活动的秣通用技术。宇宙开发事业团预定利用的１９９７年夏季发射的技术试验卫星Ⅶ（ＥＴＳ－Ⅶ），对地人自动ＲＶＤ技术进行基本的实验。验证。     

基于dsp+fpga的导航制导一体化计算机设计

对于目前小型化导弹的发展趋势,文章设计了一种以DSP为核心算法处理芯片,FPGA为外围输入输出接口,可实现MEMS惯性导航与惯性、半主动激光制导,可进行PWM输出控制舵机的一体化计算机;文章对硬件设计给出了总体和分模块的详细描述,给出了软件设计的流程框图;设计实现了导航功能与制导功能的系统一体化与结构小型化,输入输出接口丰富。经过试验调试验证了其技术可行性。     

考虑建模误差的小型飞行器导航制导控制器设计

由于传统小型飞行器导航制导控制器对于飞行器的飞行状况调查完善度较低,数据收集力度较小,勘查条件较少.因此,本文基于建模误差设计了一种新的小型飞行器导航制导控制器.建立控制器结构,完善数据内部操作结构,获取相关性参数,并根据动力学模型,深入分析控制器数据,整合获取的信息,综合控制器设计优化算法,实现对小型飞行器导航制导控...     

制导炮弹解耦控制研究

针对旋转制导炮弹双通道二舵机自动驾驶仪进行解耦控制研究。采用弹体状态方程对旋转制导炮弹进行仿真建模和耦合性分析,推导出了从弹体坐标系到准弹体坐标系弹体运动方程的准确表达式,并采用双通道二舵机方案设计旋转制导炮弹自动驾驶仪,提供了双输入双输出系统解耦控制算法。通过仿真验证了两通道的交连情况和解耦算法的有效性。弹体状态方程适用于双通道旋转弹仿真建模和耦合性分析,为导弹控制系统分析与设计提供了新思路。