软件能力成熟度模型在航天器软件研制中的应用研究

介绍了美国国防部评估其软件承包商的软件能力成熟度模型(CMM),针对航天器软件工程化实施过程中软件生存周期与实际研制流程不符、软件质量过于依赖整星测试的问题,提出了开发本地化生存周期模型;应用组织资产提升软件复用能力;利用数据采集和分析发现问题本质;重视配套设施、促进软件工程过程的落实等,以及将软件能力成熟度模型思想和内容进行本地化的措施,可为解决当前航天器软件研制中存在的问题,提升软件研制单位能力提供参考。     

标准化参数定义方法及其工具设计

不同卫星任务的数据特点需要设计不同的遥测数据格式，造成不同卫星任务之间遥测数据格式难以复用，需要重复进行遥测数据格式设计、协调、测试、验证以及地面相应设备的开发和解析处理工作。为解决以上问题，基于包应用标准（PUS）、可扩展标记语言（XML）遥测遥控信息交换（XTCE）的描述方法和XML格式化数据单元（XFDU）的封装方法，提出了参数定义方法，实现了工程参数从类型、参数到数据格式的标准化定义，并设计相应的参数定义工具进行验证。工具可用于航天器设计阶段，设计标准化遥测数据格式及其描述和封装，便于异构系统之间的数据转换。同时也可以用于仿真、验证和任务执行阶段的工作。该方法有助于实现星上端按需、灵活定义数据格式，提升星载应对紧急、未知、非预期等情况时的自主能力。     

航天器星敏感器自主定位方法及精度分析

用星敏感器和地平仪测量星光与地平之间的“星光抑角”为观测量，利用推广卡尔曼滤波方法实时估计航天器的最佳位置，使航天器在失去地面遥控的情况下，能够自主准确地确定运行轨道。由于航天器自主定位系统在工作期间会受到硬、软件等诸多因素的影响，因而使其定位精度达不到预计要求。在此我们通过大量仿真计算，指出一些对自主定位系统精度影响较大的因素，并对它们进行了比较分析。     

基于故障注入技术的航天器系统级软件测试方法研究

针对航天器系统级软件故障模式测试特点及难点,对故障注入技术在航天器系统级软件测试的工程应用进行经验总结。详细说明了系统级软件故障模式测试的基本原理,从应用对象的角度出发将故障注入技术进行合理分类,提出了3种适用于航天器系统级故障注入技术。根据现有工程实践经验,结合系统级故障模式测试设计理论,对系统级故障注入技术从实现原理、地面系统连接方式、故障注入与系统响应时序关系等方面进行了研究,并在此基础上提出了航天器系统级星载软件故障模式测试验证的具体应用方法、适用场景及优缺点,可为航天器系统级电测中的软件测试设计提供参考。     

一种航天器星光折射连续导航方法

针对星光折射航天器自主导航应用中观测缺失导航折射星造成误差上升甚至导航发散的情况，提出一种适用于航天器星光折射导航空白段的新方法。阐述了星光折射导航机理，给出了导航星观测窗口，进而设计基于神经网络的导航算法，该方法充分利用已有信息，有效预测并修正航天器状态信息，使星光空白段前后导航误差变化平稳，发挥星光折射间接敏感地平精度高的特点，保证了航天器高精度定位，且不需要添加硬件设备，算法简洁、实用。最后，通过计算机仿真校验了该导航方法的有效性。     

航天器真空热试验用加热板的数值仿真

文章针对加热板在航天器热试验中的传热特点,利用Thermal Desktop软件建立了加热板和空间模拟器热沉的热数学模型,分析了电热丝数量、加热板材料和液氮管路布置方式对加热板升、降温时间和温度分布的影响;建立了模拟星、加热板和热沉的热模型,分析了加热板和星表间距对模拟星表面温度的影响。根据分析研究结果,提出了加热板设计及其在航天器热试验中的应用方法建议。     

分布式容错计算机系统在航天器上的应用

计算机容错技术是提高系统可靠性的强有力手段，卫星星上数据管理系统是高可靠性的分布式容错计算机技术系统，在硬件和软件的设计中，应用了故障检测、故障屏蔽和动态冗余等多种容错技术，本文从理论和工程实践两个方面介绍了各种容错技术在航天器上的应用。     

带挠性附件的航天器系统动力学特性研究

本文研究了带挠性附件的航天器系统动力学特性。带挠性附件的航天器系统建模为刚性主体带挠性附件（挠性附件的末端带有刚性质量），根据拟坐标下的Ｌａｇｒａｎｇｅ定理建立了主刚体姿态运动与挠性附件振动相互耦合的动力学状态方程。针对一类带挠性附件的航天器系统编制了有关计算软件，利用该软件以ＳＣＯＬＥ模型（ＳＣＯＬＥ是ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＣｏｎｔｒｏｌＬａｂｏｒａｔｏ－ｒｙＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔ的缩写，其系统构形可参见文献［２］［３］）为例进行动力学分析，我们得到了与ＮＡＳＡ有关报告几乎完全一样的结果。本项研究为一类带挠性附件的航天器控制系统设计提供了一种合适的动力学理论模型。     

基于UKF的航天器最小参数姿态矩阵估计方法

钊对航天器的惯性-星光姿态确定系统，选取基于矢量观测的最小参数姿态矩阵估计方法为定姿算法。但是由于系统模型是非线性的，针对系统模型的非线性，将UKF（Unscented Kalman Filter）与最小参数姿态矩阵估计方法结合，设计了一种针对MEMS陀螺和CMOS APS星敏感器的UKF姿念估计器。仿真结果表明：在敏感器精度较差的情况下，该UKF、姿态估计器能够满足大多数航天器对姿态确定精度的要求。此外，UKF和EKF（Extended Kalman Filter）的仿真对比结果表明：UKF滤波器的收敛速度高于EKF滤波器，状态估计的精度也优于EKF滤波器，且数值稳定性好。     

航天器编队飞行和空间演示验证技术——有人照料空间实验室与平动-转动物理仿真器

航天器编队飞行是近年来国内外航天领域研究的热点问题,同时也是空间技术今后一个重要发展方向。为此文章首先讨论航天器编队飞行特点;其次研究编队飞行今后能否获得顺利成功应用,有关它的各种算法和软件空间飞行演示验证技术和方法;最后介绍了美国麻省理工学院空间系统实验室（MITSSL）对航天器编队飞行算法软件空间演示验证的方法和实验。     

反作用轮扰动对航天器结构动态特性的影响分析

反作用轮是影响航天器姿态控制系统精度的主要扰动源之一。为了研究反作用轮扰动对在轨航天器产生的影响,并采取相应的控制方法和隔离系统,分析了引起反作用轮扰动的原因,建立了基于反作用轮扰动试验模型的扰动精细模型。在此基础上建立了航天器整星在轨状态结构有限元模型,将反作用轮扰动作为激励源,进行了整星在轨状态结构动态特性仿真,详细地分析了反作用轮扰动对整星结构动态特性的影响。仿真分析结果可以准确地预测反作用轮扰动对在轨航天器动态特性的影响,有利于航天器星载设备的分布和安装,可以提高星载设备的精度和性能,并为航天器姿态控制系统设计和地面试验提供了参考和依据。
     

基于FPGA架构的高可靠在轨重构系统设计

航天设备与地面设备相比,制造成本高,对空间环境的适应性要求也高。为了延长航天器寿命,提高其在轨工作的可靠性,需要考虑航天器在空间环境下的可维护性需求。针对航天资产在轨软件实现功能维护的需求,研究空间环境应用背景下的高可靠在轨可重构技术。基于FPGA芯片在航天器领域中应用的广泛性、灵活性及可靠性,设计了一种FPGA架构下的高可靠在轨重构系统。该系统的优势在于充分利用星载设备中普遍使用的“SRAM型FPGA+反熔丝FPGA”的硬件架构,在实现SRAM型FPGA动态刷新功能的基础上仅通过软件更改来增加在轨重构功能,极大降低了硬件更改的成本,扩展了可重构功能的应用范围。在某航天器星载设备中应用该在轨重构系统,通过实际飞行经历,验证了该架构系统设计方案的可行性、可扩展性及可靠性。     

面向AOCS软件的构件技术研究

为了对航天器姿态轨道控制系统(AOCS)领域进行大规模的软件复用,与国内该领域现有的复用技术不同,介绍了一种基于构件的AOCS控制软件框架技术.首先简要描述了AOCS软件的框架构件模型、AOCS软件总体框架以及框架中各种构件间的通讯方式,接着给出了应用这种复用技术的一个具体实例,最后指出了这种框架构件技术的应用前景.     

一种用星敏感器自主定位方法的精度分析

利用星敏感器和地平仪测量星光与地平之间的“星光仰角”作为观测量 ,提出用推广卡尔曼滤波方法来实时估计航天器的最佳位置的自主定位方法 ,通过仿真实验 ,分析比较了“星敏感器精度”、“采样周期”、“恒星导航星的个数”以及“星敏感器安装方位角”等诸因素对航天器定位精度的影响 ,同时总结其变化规律 ,可用于提高航天器自主定位精度     

对偏差Walker星座卫星的接近轨道设计

文献［1-3］已研究了单航天器无需变轨对理想Walker星座多星交会的轨道设计,在此基础上,针对接近偏差Walker星座多星的轨道设计开展了研究。结合最小二乘算法与启发式的搜索算法,提出了一种轨道设计的思想,并进行了建模和数值仿真分析。研究结果可为单航天器无需变轨对星座多星接近提供理论依据。     

气浮轴承在航天器质量特性综合测试设备中的应用

文章首先介绍了气浮轴承在航天器质量特性综合测试设备中的应用情况及测量原理,之后对一种球面气浮轴承进行了计算流体动力学（CFD）软件仿真计算,得出了承载力与不同参数的关系及提高承载力的方法;最后总结了航天器质量特性综合测试设备发展趋势。     

遥控和遥测包应用标准在航天器中的使用方法

对遥控和遥测包应用标准（PUS）的产生历史、应用现状以及主要特性进行了分析。针对中国航天器中遥控遥测应用层格式不统一、设备和软件无法通用等问题,探讨了在中国航天器中如何使用包应用标准。文章从遥控应用和遥测应用两方面阐述了包应用标准在中国航天器上的应用方法,着重分析了遥控遥测链路协议选择、包应用标准业务选择、遥控遥测包的传输方法等方面。使用包应用标准,将有助于进一步实现遥控遥测系统的标准化,以及航天器上设备和软件的通用化。     

星光模拟的半物理仿真技术

航天器利用星光定位导航技术是航天器自主导航的一种新的方法。它不依赖于无线电和GPS等导航手段，在航天器进行深空探测和绕地飞行中都有着非常重要的应用，因此，国内外都在对天文导航技术进行深入的研究。但是航天器利用天文定位导航技术的实验研究不仅难度很大而且成本昂贵，因此国内外均采用地面半物理仿真进行实验研究。利用航天器天文导航半物理仿真模拟实验系统，可以深入研究航天器的关键定位导航技术，准确模拟量测信息及其误差特性，从而精确验证天文导航方法的有效性和准确性并进行系统精度分析。我们在自主天文导航技术研究的基础上，建立了一套天文导航半物理仿真实验系统平台。半物理仿真实验系统平台从结构上可分为两大部分：一是星光模拟器，通过液晶光阀和光学系统模拟和显示星敏感器接收到的星光；二是星敏感器模拟，用摄像机智和台式计算机模拟星敏感器，完成星图采集、图像处理和导航解算等。     

MSC.NASTRAN子结构法在航天器结构动力学分析中的应用

航天器结构系统日趋庞大和复杂,为实现对复杂系统的高效分析和计算,同时为解决不同研制单位之间的模型传递和交互中的技术保护问题,文章介绍了一种基于MSC.NASTRAN软件的子结构分析方法（MSC.NASTRAN超单元法）,可用于复杂航天器的系统级动力学分析,并给出航天器结构分析实例。实际应用表明,该方法能够有效屏蔽结构设计参数,显著提高复杂航天器系统分析效率。     

单粒子效应及充放电效应诱发航天器故障的甄别与机理探讨

单粒子效应（SEE）是诱发航天器故障最重要的空间环境因素之一,其与充放电效应（SESD）诱发故障的宏观表象相像,但具体影响细节及防护设计又不尽相同,导致工程上将大量可能由SESD诱发的航天器故障简单归零为SEE并进行改进设计,但复飞后的航天器在轨故障依然不断。截至目前,鲜有综合比对研究以揭示这2种效应诱发星用器件错误和导致电子设备故障的异同。文章首先通过大量在轨实例表明二者触发的航天器故障有很强关联,之后对引起2种效应混淆的可能原因进行剖析,并介绍中国科学院国家空间科学中心通过地面模拟实验,针对JK触发器、运算放大器、静态随机存储器（SRAM）初步研究的SEE和SESD诱发软错误的异同表象和作用机制,为进一步发展准确甄别与应对有关在轨故障的技术方法提供参考。