基于可满足性问题求解器的星上FPGA永久损伤容错技术研究

现代卫星广泛使用的FPGA在空间高能粒子的影响下,会产生门电路的永久性损伤。而传统的三模冗余等容错方法不但成倍增加了系统硬件开销,还存在因冗余器件耗尽而失效的风险。因此,提出一种利用FPGA自身冗余资源,修复永久性损伤的容错方案。该方案通过建立FPGA内部资源的功能模型,将容错问题转化为数学上的可满足性问题。并且利用经过改进的GSAT算法对该问题求解,可以获得在功能上与损伤前完全相同的电路结构,及其所对应的FPGA配置文件。将该文件重新下载到FPGA中,可以屏蔽损伤带来的影响,从而达到利用FPGA自身冗余资源容错的目的。通过实验和分析可以看出,本文方案具有对损伤修复成功率高、计算量小和需要内存空间少的特点,因此符合星上计算能力和硬件资源十分有限的实际情况。     

考虑负载均衡的过驱动航天器推力器分配方法

以过驱动航天器的推力器控制分配误差最小、推力器负载均衡等为设计目标,构建航天器推力分配混合优化模型,并将其转化为线性规划模型进行求解,提出了一种考虑负载均衡的航天器推力器动态分配算法。该算法在确保分配误差最小前提下,能够降低各推力器的最大分配推力之差,有效均衡各推力器总工作时长和开关次数,进而延长推进系统的整体工作寿命。进一步定义了表征负载均衡性能的推力平衡度和干扰敏感度性能指标,并在此基础上给出了一种分配算法负载均能能力的定量化评价方法。在仿真验证中,采用平衡度和敏感度对算法性能进行定量评估,结果表明该方法在保证控制性能和控制分配误差的前提下,能够有效均衡各推力器最大推力,提高了系统的平衡度和对扰动力矩的鲁棒性。     

编队卫星相对轨道与姿态一体化耦合控制

采用单个连续小推力推力器以及反作用飞轮作为执行机构的编队卫星相对轨道与姿态耦合控制问题。采用单个连续小推力推力器时,相对轨道控制推力作用时间较长,同时在任意时刻或一段时间内推力矢量不能指向空间任意方向,且其依赖于卫星当前姿态和姿态机动能力;一些编队任务对姿态确定精度有较高要求,为了能够提供较高的姿态测量精度,星敏感器应避免对准太阳,因此姿态动力学的非凸性和非线性使得编队耦合控制问题进一步复杂化。考虑以上约束,采用高斯伪谱法把连续控制问题直接转换成离散形式非线性规划问题。最后以双星编队队形初始化最优控制为例进行数学仿真,结果表明了该方法的有效性和实用性。     

基于改进PEA的日地L2平动点编队飞行高精度位置保持

针对日地L2平动点相对运动拟线性变参数(QLPV)动力学模型,提出一种改进的多项式特征结构配置(PEA)方法实现日地L2平动点编队飞行高精度相对位置保持.建立日地L2平动点编队飞行相对运动QLPV动力学模型,将基于线性时不变系统(LTI)的PEA方法进行改进,设计参数/状态变化的控制方法来获取闭环系统设计传递函数,与期望传递函数进行类似于线性系统的条件匹配,获得含时变参数和状态的多项式控制器,确保系统在参数和状态变化时能保持控制系统性能不变.在进行多输入多输出(MIMO)系统的算法设计时,将系统期望传递函数设为解耦形式,实现飞行器三轴位置间的解耦控制,以确保系统的控制精度.考虑到拟线性变参数系统与传统线性系统的不同,对拟线性变参数闭环系统的稳定性进行分析.最后进行了相应的数学仿真验证算法的可行性和有效性.     

分布式卫星编队飞行队形保持协同控制

针对分布式卫星编队飞行队形保持控制问题提出一种分布式协同控制算法,并给出该协同控制算法与编队卫星星间信息传递拓扑结构之间的关系。该协同控制算法以模型预测控制为基础,利用分布式编队卫星的自然特性以及编队卫星之间的信息传递拓扑结构,采用分布式的算法结构,设计分布式的模型预测协同控制算法。该控制算法是一种在线滚动优化控制算法,同时能够较好地解决存在状态约束、控制输入约束等情形下的各种控制问题。最后通过数值仿真验证了结果的有效性。仿真结果表明,当编队卫星星间信息传递拓扑结构中存在生成树时,提出的分布式协同控制算法能够有效地应用到编队卫星队形保持控制问题上来。     

姿轨一体化控制航天器推力器构型设计

推力器构型设计作为航天器控制系统设计的一部分,它确定各推力器在航天器上的空间方位。本文针对航天器姿态与轨道一体化控制系统进行冗余推力器构型设计,期望设计出一套姿态与轨道控制系统共用的推力器配置来实现姿态与轨道的一体化控制。文章首先分析了推力器构型设计的任务与约束条件,再分别设计各推力器的安装位置与推力方向,并得出了确保力矩幅值最大时推力器2个安装角的约束条件。仿真算例验证了该推力器配置方案的可行性。     

可重构的卫星/运载复用电子系统设计

采用小型运载器能够降低卫星发射成本,针对小型运载器运载能力有限的情况,通过卫星与运载电子系统特点分析,提出可重构的卫星/运载复用电子系统设计方案。该方案采用基于总线的混合结构,并将可重构计算技术应用于中心计算机的设计,利用片上可编程系统（SOPC）、软硬件协同设计以及硬件描述语言（HDL）设计等技术完成系统功能。通过对现场可编程门阵列（FPGA）的重构,星载计算机实现对运载器与卫星的控制与管理,并能够进行故障处理及在轨升级。构建地面实时仿真系统并进行仿真测试,得到重构时间在（500±40）ms范围内、〖JP〗控制周期可达10 ms的仿真结果,验证了本文所提出方案的可行性与系统重构的有效性。通过硬件的分时复用,复用电子系统能够有效降低发射成本,并解决系统资源、多功能与高性能需求之间的矛盾。     

现代民用飞机机载维护系统基线功能研究

现代民用飞机机载维护系统是飞机信息集中和处理的中枢,机载维护系统的先进性决定了民用飞机航电系统的先进性。随着机载电子化技术的发展,主流的民机机载维护系统的基线功能主要包括中央维护功能、飞机状态监控功能以及通信管理功能。对实现上述功能所需的基线功能及架构开展研究,对指导国产民用飞机机载维护系统设计、提升飞机安全性、可靠性和维护性至关重要。     

基于MicroSim仿真平台的航天器交会对接物理仿真系统

航天器交会对接物理仿真是进行交会对接技术地面试验和验证的一种行之有效的方式,本文初步分析了利用微小卫星五自由度仿真平台M icroSim实现交会对接过程中测量方案、制导和控制策略以及GNC软件系统性能等仿真验证的物理仿真系统的可能性,简要介绍了M icroSim仿真平台,提出基于M icroSim仿真平台的航天器交会对接物理仿真系统总体方案。为建立我国的RVD物理仿真系统提供了一条快速低廉的有效途径。     

单轴飞轮故障时的小卫星姿态控制方法研究

反作用飞轮和磁力矩器是现代小卫星姿态控制的主要执行机构,针对单轴反作用飞轮故障仅能提供两轴控制力矩的情况,提出了一种使用磁力矩器和反作用飞轮进行联合控制的算法。首先推导了一种拟PD姿态控制律,在此基础上提出了剩余两反作用飞轮和磁力矩器的控制力矩分配策略。仿真结果表明,该算法能够在单轴飞轮故障情况下完成小卫星高精度姿态控制任务,延长航天任务寿命,算法鲁棒性好,设计简单且易于在轨实时计算。