信息化技术在嫦娥一号卫星研制中的应用

嫦娥一号卫星首发成功,是我国航天事业发展的第三个里程碑。信息化技术在嫦娥一号卫星的管理、设计、加工及测试等各个环节都得到了充分应用,为确保高效、高质量地完成嫦娥一号卫星的研制任务起到了至关重要的作用。报告对嫦娥一号卫星的主要特点进行了归纳;全面回顾了在嫦娥一号卫星研制过程中信息化技术的应用情况及其成效;简要介绍了信息化技术在星上产品中的应用情况,详细阐述了信息化技术在制导、导航与控制(GNC)系统中的应用情况;并对信息化技术在飞控任务中的应用作了介绍。     

嫦娥五号探测器GNC系统设计

为实现我国首次月球样品无人采样返回任务,设计了嫦娥五号(Chang’E 5)探测器制导、导航与控制(GNC)系统.根据任务要求和探测器特点,GNC系统设计分为轨道器GNC子系统、返回器GNC子系统和着上组合体GNC子系统.给出了嫦娥五号探测器GNC系统的架构设计、工作模式以及在轨飞行结果.结果表明,GNC系统设计正确,成功完成了动力下降、起飞上升、交会对接、返回再入等关键动作,实现了月球表面起飞上升、月球轨道交会对接以及携带月壤以近第二宇宙速度二次再入返回的三项首次任务,各项功能性能满足任务要求.     

月球表面巡视探测GNC技术

嫦娥三号巡视器是中国首个地外天体表面巡视探测器, 其制导、导航及控制 (GNC)技术与地球卫星等航天器完全不同. 探测器实现月表巡视探测需要在地 外天体表面确定自身位置、航向及姿态, 识别周围地形环境并寻找安全路径, 控制巡视器沿规划路径安全行驶等. 本文针对嫦娥三号巡视器月面巡视对GNC系统的 任务要求及工作性能, 对月面自主导航定姿定位、协调运动控制、环境感知、 路径规划、激光探测避障以及地面试验等重要技术环节进行了分析, 研究月面制 导、导航与控制特性并进行实验验证, 进而对巡视器GNC技术进行了模拟仿真.      

嫦娥一号卫星解读

“嫦娥一号”卫星拉开了中国“嫦娥工程”的大幕。如果说“嫦娥工程”中的五大系统谁也离不开谁的话，相对而言，“嫦娥一号”是整个工程的重中之重。因为，一方面，奔向38万千米的月球靠它，对月球进行拍照探测的靠它，向地球传回图像照片的还靠它，没有它，“嫦娥工程”就无从谈起。另一方面，“嫦娥一号”卫星系统不仅较之其它系统有不同的特点，     

四大相机记录探月精彩瞬间

"嫦娥二号"作为我国探月工程二期的先导星,肩负着验证部分关键技术,降低后续工程风险的重任。为此,工程研制人员除了为"嫦娥二号"卫星配置了清晰度更高,性能更好的CCD立体相机外,还特意为"嫦娥二号"打造了一套"全方位、多角度"的监视相机系统,用以密切监视卫星在奔月及环月飞行期间,星上重要设备的工作情况,并在卫星飞抵月球     

“嫦娥”计划后的话题

截至2008年8月1日14日，“嫦娥1”号卫星已正常工作9个月零9天，绕月飞行3042圈，卫星曾经安全度过2008年2月21日的月食，目前整星剩余燃料量约270千克。按计划，8月4日，“嫦娥1”号卫星将由现在约正飞姿态转入侧飞姿态。8月16日，“嫦娥1”号卫星将迎来第二次月食。有关专家表示，根据前一次度过月食的经验和对目前卫星状态的确认，“嫦娥1”号卫星能够安全度过第二次月食.     

嫦娥一号卫星飞行控制模拟器的设计与研制

飞行控制模拟器,简称飞控模拟器,是飞控中心用来验证飞行程序和地面测控方案,训练操作人员的模拟仿真系统,为系统演练构造一个尽量逼真的任务环境.介绍了嫦娥一号飞控模拟器的功能、结构和使用模式.提出了带轨道根数跳时的新方法,使模拟器具备加速跳时至任意轨道段的能力,提高了任务演练的灵活性.建立了高精度轨道动力学模型,并首次在模拟器中直接嵌入了部分星载软件,大大提高了模拟器的保真度.同时专门设计了图形化的集中监控软件,方便了用户的操作和管理.该模拟器在嫦娥一号卫星任务准备中得到了充分的应用,为嫦娥一号卫星任务的圆满完成奠定了坚实的基础.根据该模拟器的开发经验,对未来模拟器的研制提出了几点建议.     

基于路由转发技术的GNC系统驱动控制方法

为满足火星探测任务自主管理需求和高可靠性的要求,设计了一种深空探测用空间探测器GNC系统自闭环的驱动控制方法,采用路由转发技术,实现对GNC系统中的各单机配电控制、实时数据采集与传输以及阀门驱动的控制。相比于传统的驱动控制方式,本方法能够有效减轻GNC计算机端的资源消耗,增强GNC系统的自闭环性,并减少系统装置间的电缆连接复杂度。     

完美谢幕-嫦娥一号在月球上永生——写在嫦娥一号飞向月球辉煌的瞬间

3月1日,在科技人员的准确控制下,嫦娥一号卫星以其矫健的身躯,缓缓靠近与她相伴494天的月球,然后热烈地拥抱和亲吻了月亮女神,至此,嫦娥一号卫星以我国月球探测一期工程圆满成功的伟大壮举,完成了光辉的使命,走过了绚烂而短暂的生命周期,永远被镶嵌在遥远的月球上,成为中华民族的骄傲和永远的怀念.     

天宫一号目标飞行器控制计算机的设计与验证

与载人航天一期＂轨道舱＂相比,载人航天二期天宫一号目标飞行器对控制计算机的功能、性能和环境适应性都提出了更高的要求.依据GNC分系统对控制计算机的功能与可靠度需求,介绍天宫一号目标飞行器控制计算机的容错方案、硬件设计、系统软件设计、可靠性分析和试验验证情况,地面验证结果表明：天宫一号目标飞行器控制计算机设计满足GNC分系统的需求.     

基于代码自动生成的空间交会GNC系统仿真平台

空间交会对接GNC系统涉及目标器和追踪器两个航天器的姿态轨道控制,其数学仿真比一般的卫星更复杂.给出一种轨道动力学、姿态动力学、相对动力学、测量及执行部件等仿真模型的规范化方法,并在此基础上,提出一套基于代码自动生成技术的空间交会对接GNC仿真平台,该平台的模块化和自动化程度高、软件的可读性和通用性强,实现了两个航天器的快速规范化仿真,显著提高了研究人员的工作效率,为空间交会GNC系统的设计和仿真提供了良好的支持.     

天问一号火星软着陆制导、导航与控制系统

天问一号火星探测器成功实现了我国首次火星表面软着陆,进入舱制导导航与控制系统(GNC系统)负责在火星进入下降着陆过程实施进入舱的姿态与轨道控制,确保进入舱安全着陆火星表面.介绍了执行天问一号火星EDL任务的GNC系统飞行阶段划分、系统组成、方案架构,以及针对火星EDL任务的特色设计,最后介绍了GNC系统在轨飞行结果.     

空天飞行器多余度GNC系统并行处理和故障容错技术

提出空天飞行器多余度GNC系统并行处理和故障容错设计方法:通过系统输入信息并行采集设计和GNC控制器核心模块并行处理设计提高系统信息采集和处理能力,保证GNC系统的实时性;通过系统输入和输出容错设计,使整个多余度GNC系统在处理周期内具有完备的故障容错能力.该方法具有广阔的应用前景.     

火星精确定点着陆多信息融合自主导航与控制方法研究

针对火星定点采样、载人登陆和基地构建等任务的需求,提出了一种火星精确定点着陆多信息融合自主导航与控制(Guidance Navigation and Control,GNC)方案。针对大气进入前的高精度导航需求,提出了基于X射线脉冲星和火星表面陆标图像的融合自主导航方法;针对火星着陆探测进入、下降和着陆(Entry,Descent and Landing,EDL)过程的高精度绝对和相对导航需求,提出了基于陆标图像、IMU(Inertial Measurement Unit)和测距测速信息的多信息融合自主导航方法;针对精确定点着陆要求,设计了大气进入和动力下降过程的制导与控制算法。数学仿真结果表明,提出的方案能够实现高精度的定点着陆(精度100 m)和相对避障(精度为0.5 m),可满足任务需求。     

神舟八号飞船交会对接制导、导航与控制系统及其飞行结果评价

介绍神舟八号飞船交会对接制导、导航与控制系统的组成和工作原理,交会对接任务阶段划分,系统实现需关注的问题,以及神舟八号飞船与天宫一号目标飞行器首次交会对接飞行试验的结果和评价.     

Impacting small Near Earth Objects

The design of a low-cost spacecraft to impact on a small, faint Near Earth Object (NEO), poses major challenges. This paper focuses on the terminal phase of such impact mission, analyzing the capability of autonomous Guidance, Navigation and Control (GNC) systems to compensate the deviations in the impact point to achieve a successful collision. The autonomous GNC system employs the information of the optical sensors to estimate the parameters allowing the computation of divert maneuvers to achieve the impact. GMV has developed a simulator, with different levels of sophistication, and a set of different GNC algorithms to help in the design process. This tool is used for different purposes such as: dimensioning the sensors and actuators, verifying mission requirements, computing figures of merit of different SC configurations and evaluating GNC performances. Four GNC algorithms are compared: low-thrust proportional navigation using a fading memory filter, high-thrust predictive guidance using either a Kalman filter or a batch-sequential least-squares filter, and a mid-thrust hybrid predictive-proportional guidance using a fading memory filter. Monte Carlo analysis using global-performances models of the optical sensors for each of these GNC algorithms are presented for two different asteroids (1989 ML and 2002 AT4), showing the mission parameters driving the mission performances. In addition, single-runs with high-fidelity optical sensors models are presented to validate the Monte Carlo simulations.