一种新型相控阵雷达多目标模拟器设计

针对某型相控阵雷达目标模拟器采用单目标技术,无法真实模拟跟踪多目标回波信号的问题,设计了一种新型多目标模拟器。该模拟器采用DDS(Direct Digital Synthesis,直接数字频综)信号产生、数字信号存储及控制等技术,结合航迹数据产生与控制软件,实现多目标回波信号模拟的同时,实现并完善了模拟器的多目标引导数据注入、理论弹道演练和实测数据回放等模拟和训练功能。软件部分,在考虑目标回波特性的基础上,利用施威林Ⅰ型模型产生目标回波,实现目标回波的模拟仿真工作。在硬件上设计了以FPGA(Field Programmable Gate Array,现场可编程门阵列)为核心的功能模块,将模拟仿真信号实时生成目标回波。实际应用表明,该模拟器控制简单,运行稳定,精度高,完全满足跟踪测量和模拟训练需求。     

多航天器交会下天地通信工作模式探讨

针对中国空间站工程航天器交会对接任务中,地面与多航天器同时进行天地话音和图像通信的潜在需求,分析TDRSS（TrackingandDataRelaySatelliteSystem,跟踪与数据中继卫星系统）、USB（UnifiedSBand,统一S频段）测控通信系统及天地通信中心系统支持多目标同时通信的技术原理,提出天地通信系统在双目标、三目标同时跟踪时的工作模式,介绍天地通信系统仿真验证体系,并重点阐述天地通信中心如何采用环回和回放数据文件的仿真方法验证系统对多目标的支持,由此表明天地通信系统具备同时与多航天器进行通信的能力。探讨的结果对工程和实际应用具有参考和借鉴价值。     

卫星通用测控模拟器设计与实现

介绍了一种适用于不同型号、不同环境的卫星通用测控模拟器的设计实现方法和应用现状及发展前景。该设备在70MHz以下完全采用了数字化处理，可通过连接某一频段内上／下变频器实现射频通用测控模拟器。     

航天器悬停构型设计与控制方法

为满足航天器在轨服务任务对悬停技术的需求,对航天器悬停构型的设计与控制问题进行了研究。通过任务航天器轨道设计得出目标航天器与任务航天器的绝对轨道关系,并用以说明悬停轨道的形成机理。结合任务航天器相对于目标航天器的相对轨迹,采用具有严格定义的相对轨道要素,对悬停轨道在目标航天器轨道平面内和平面外的构型进行描述。对"间隔式"的悬停构型脉冲控制策略进行推导,以实现任务航天器在目标航天器任意位置的长期悬停,并在此基础上分析悬停构型变化对速度脉冲的影响。最后,通过典型仿真算例验证所提方法与结果的正确性和有效性,并获得任务航天器在不同悬停轨道间转移的实现过程。研究结果完善了航天器悬停轨道的设计与控制方法,并说明了设计的悬停轨道具有可行性,能够为工程任务设计人员提供参考。     

船载多目标模拟器的构建与应用

船载统一S频段（USB）测控系统是我国航天测控网的重要组成部分,承担着一箭单星或一箭多星的海上测控任务。从航天测量船执行多目标测控任务的特点出发,分析了测量船船载飞行目标模拟器的现状以及对多目标模拟器的需求。提出了在船载USB联试应答机的基础上,通过改造应答机的部分模块,构成多目标模拟器的方法,并成功地在某次实战任务中得到了应用。     

航天器交会对接模拟系统逼近过程自抗扰控制

航天器交会对接地面模拟系统用于研究航天器交会对接过程的动力学、导航与控制等方面的相关问题。模拟器通过气浮轴承悬浮在大理石平台上来模拟太空的无摩擦微重力环境。通常情况下要保证大理石平台足够水平,由于实际平台不可能完全水平,模拟器的重力分量会使模拟器产生下滑现象,这种现象对大型地面模拟器设备尤为严重。针对模拟器的逼近过程设计了轨迹规划。为了减小测量信号噪声的影响,采用跟踪微分器(TD)对整个逼近过程中的测量信号进行滤波。针对逼近过程中模拟器存在下滑力等干扰问题设计控制器,通过扩张状态观测器(ESO)实时估计干扰量,进而对干扰量进行补偿。对模拟器冷喷气推力系统制定了推力器分配策略,采用脉冲宽度调制(PWM)技术实现对推力的近似等效。提出的控制方法应用于航天器交会对接地面模拟系统,实验结果表明所提出的控制方法能有效消除下滑力等干扰的影响。     

输入饱和下多航天器分布式固定时间输出反馈姿态协同控制

研究有向通信拓扑结构下存在输入饱和时多航天器分布式固定时间输出反馈姿态协同控制问题。首先，针对只有部分航天器可以获得主航天器姿态和角速度状态信息问题，设计了一个固定时间主航天器状态观测器来观测主航天器状态信息。针对航天器无法测量自身角速度的情况，设计了一个固定时间航天器角速度观测器，实现了在固定时间内观测出航天器角速度信息。然后，基于固定时间主航天器状态观测器和固定时间航天器角速度观测器，设计一个固定时间输出反馈姿态追踪控制器，并证明了系统固定时间稳定性。此外，仿真结果也验证了所提控制策略的有效性。     

相控阵雷达多目标模拟器技术研究

提出了一种可动态检验相控阵雷达系统性能的多目标模拟器技术。介绍了多目标模拟器的工作原理、功能组成和系统模型，分析了模拟器应用于相控阵雷达性能和精度检查的可行性。     

空间机器人抓捕目标后姿态接管控制

针对姿轨控系统已经失效的目标航天器姿态控制问题,提出一种空间机器人抓捕目标后姿态接管控制方法。该方法首先利用空间机器人抓捕目标航天器,并保持在固定构型形成组合航天器;其次确定参数突变后组合航天器新的惯量主轴、主惯量和控制力矩分配矩阵;然后在状态空间建立组合航天器的非线性误差姿态动力学;最后采用-α稳定度设计方法来设计服务航天器的SDRE姿态接管控制器,并通过θ-D求解方法得到SDRE控制器的次最优控制律,实现服务航天器对目标航天器的姿态接管控制。仿真结果表明,相比传统的SDRE控制器设计,基于-α稳定度设计的SDRE控制器能够使得系统闭环极点远离虚轴,θ-D求解方法可以降低计算量,因此具有更好的稳定性和实时性。     

可实时重构的国际C站卫星模拟器

我国自行研制的国际标准C频段统一测控系统,配置了功能齐全的卫星模拟器,但其一星一模拟器的方式已不能适应当前多星管理和未来星座管理的需要。本文旨在探讨利用现有的微波宽带器件技术和软件无线电技术,用一套硬件系统,根据需要实时重构成所需卫星的模拟器,达到多星共用一套模拟器,实现小型化、实时性的目的。     

基于航天测控的实时仿真系统设计

航天器发射试验具有高风险性,而承担航天器测控的测控系统规模庞大、关系复杂,其测控设备、软件的正确性关系到试验成败。仿真技术的广泛应用,使设备、软件的正确性在发射任务前就可以得到充分验证,从而提高发射试验的安全性。以航天器试验任务为背景设计的实时仿真系统,在航天测量船上得到了成功应用,取得了良好的效果。     

基于算子理论的系统可重构性评价与自主重构

针对航天器在轨资源严重受限（包括计算资源、硬件资源以及能量资源）的特点，开展了基于算子理论的航天器姿态控制系统可重构性评价方法和自主重构策略的研究。首先，基于稳定核表示（SKR）和稳定像表示（SIR）的算子理论给出了系统可重构性评价指标，定量地描述了系统的重构能力，突破了基于互质分解理论的系统可重构性评价方法对系统线性性质的局限。同时，基于以上结果，给出了系统可重构性最大边界，为设计人员设计自主重构策略提供了明确的指标；然后，通过在设计阶段考虑系统可重构性，充分挖掘并利用系统重构潜力，为自主重构策略的设计提供理论指导；最后，通过仿真验证了所提方法的有效性和正确性。     

中国航天器新型热控系统构建进展评述

热控是由工程热物理与航天技术相互促进发展而形成的一门交叉学科，直接影响着航天器的总体设计水平。随着中国航天事业的飞速发展，对热控设计提出了越来越高的要求，并已成为制约中国航天器设计水平的关键瓶颈技术之一。本文综合评述了中国航天器新型热控系统构建的最新研究成果和进展，具体包括：针对载人航天、探月工程等不同任务需求，构建出了相应的新型热控系统，开发出了以泵驱单相流体回路、重力驱动两相流体回路、环路热管与水升华器等为代表的一批新型热控产品。在此基础上，结合中国航天工程实际需求，指出了今后的主要研究方向。     

航天器总装技术状态的数字化管理方法

针对航天器研制过程总装技术状态的结构化刻画、比对以及传递需求,提出一种航天器总装技术状态的结构化表达、统计、管理与应用方法,该方法针对产品设计、工艺设计和工艺实施人员的技术状态协同控制需求,分别定义总装设计（ADC）、总装工艺（APDC）以及总装实做（AIC）等3种技术状态控制视图,以数字样机作为数据集成管理框架,结合基于活动内容模板的工艺设计方法,实现总装工艺技术状态的设置与管理,最终实现总装全过程技术状态数据的精确控制。此外,通过基于工艺数字样机的总装技术状态比对,实现了一种与总装工艺设计及实施过程紧密结合的技术状态视图应用方法。将其应用到卫星设备总装技术状态的控制过程中,证明了该方法对技术状态控制的有益作用。     

基于CPCI架构航天器测试设备的故障诊断设计与实现

基于CPCI总线架构的航天器测试设备可以实现模块化、集成化和通用化设计,有利于测试系统的再次开发、直接沿用以及后续维护.某型号的综合电子和控制分系统地面测试设备采用基于CPCI总线的架构,使用VxWorks操作系统作为核心调度,采取模块化FPGA开发接口和特定功能.提出以监听任务、功能模块、板卡运行时间为检测手段,实现了对系统测试设备故障的诊断,尤其是反作用轮转速模块,软件能自主进行故障处理.在分系统及整星测试的使用过程中,此方法有效提高了设备的可靠度,提高了对星上产品的安全保护,保证整星大型试验的连续可靠运行.此方法对于其他地面测试设备的故障诊断具有一定的借鉴作用.     

某型无人直升机带传动离合器控制系统

针对某型直升机无人化改装过程中带传动离合器的控制要求,探讨一种具有安全保护功能的控制系统.通过分析带传动离合器的操纵原理和控制特性,提出了控制系统的设计需求,确定了控制系统的总体方案.采用转速反馈和间歇接合的控制方法,实现离合器的自动接合,避免发动机转速降幅过大.通过采集着陆信号,采取硬件注销的方式,避免无人直升机在飞行中响应离合器分离等危险指令.采用转速反馈和磁电机间歇接地的控制方法,防止发动机在离合器未接合的情况下超速.在某型无人直升机上分别进行自动接合试验和超速保护试验,在地面模拟进行空中/地面保护试验.结果显示:自动接合试验中发动机最小转速为960r/min;超速保护试验中发动机瞬时最大转速为2016r/min,最小转速为1088r/min,超速持续时间为0.5s;空中/地面保护试验确认了地面状态指令正常执行和空中状态指令注销的功能.试验结果表明:该控制系统设计方案满足无人直升机的使用需求.      

飞控襟翼硬件仿真系统的设计及应用

以飞机控制系统的设计要求为依据设计飞控襟翼硬件仿真系统,该系统是参照真实飞控襟翼系统的功能和接口要求,采用基于数字仿真扩展模拟电路接口的硬件仿真系统。其与真实襟翼具有相似功能、相同接口、完全可以替代真实襟翼完成相关试验。试验结果表明:该系统为飞控襟翼试验的圆满完成提供有效的保障。     

航天器控制系统智能健康管理技术发展综述

健康管理作为智能自主控制亟待突破的关键技术之一,是提升航天器安全可靠稳定运行能力的有效手段。结合人工智能技术的发展趋势,基于前期已建立的新型航天器智能自主控制系统通用架构,详细综述航天器控制系统的智能健康管理技术现状与发展趋势。首先,根据现有航天器设计、研制和在轨的具体情况,梳理出航天器控制系统健康管理技术所面临的挑战;然后,分别从故障预警、故障诊断和寿命评估3个方面,详细阐述基于人工智能的健康管理技术研究现状及其在航天领域的应用情况;最后,提炼出航天器控制系统健康管理技术的发展方向。     

Confluence of navigation, communication, and control in distributedspacecraft systems

This research details the development of technologies and methodologies that enable distributed spacecraft systems by supporting integrated navigation, communication, and control. Operating at the confluence of these critical functions produces capabilities needed to realize the promise of distributed spacecraft systems, including improved performance and robustness relative to monolithic space systems. Navigation supports science data association and data alignment for distributed aperture sensing, multipoint observation, and co-observation of target regions. Communication enables autonomous distributed science data processing and information exchange among space assets. Both navigation and communication provide essential input to control methods for coordinating distributed autonomous assets at the interspacecraft system level and the intraspacecraft affector subsystem level. A technology solution to implement these capabilities, the Crosslink Transceiver, is also described. The Crosslink Transceiver provides navigation and communication capability that can be integrated into a developing autonomous command and control methodology for distributed spacecraft systems. A small satellite implementation of the Crosslink Transceiver design is detailed and its ability to support broad distributed spacecraft mission classes is described     

使用VSCMGs的IPACS的奇异性分析与操纵律设计

 研究使用变速控制力矩陀螺群(VSCMGs)的能量/姿态一体化控制系统(IPACS)的奇异性分析与操纵律设计问题。提出了VSCMGs的CMG奇异与IPACS奇异两种概念。对于给定的CMG奇异方向,采用优化理论得到了在该方向上VSCMGs的转子达到角动量饱和时的转速表达式,并给出了IPACS奇异的充要条件及其证明。分析了考虑星体角速度影响时的实际IPACS的奇异性质。在此基础上为实现合理的动量管理,采用加权矩阵的方法设计了IPACS的操纵律。最后通过算例验证了所得到的IPACS奇异判据的正确性,并通过数值仿真,验证了所设计的操纵律的正确性及其良好的动量管理性能。