摘要：为实现编码式太阳敏感器小型一体化设计,研究编码式太阳敏感器细分角度计算的坐标旋转数字计算机(CORDIC,coordinate rotation digital computer)算法,在FPGA中实现包括数据采集、角度计算、通信协议等全部敏感器数字信号处理功能,并在此基础上研制专用ASIC芯片.采用挠性连接技术完成整机的微型化组装,最终实现了整机质量0.5 kg、功耗0.5 W、测角精度0.05°(3σ)、分辨率14″、数据刷新率40 Hz的设计指标.采用单片FPGA实现的编码式太阳敏感器信号处理电路体积小、精度高,是实现产品小型化设计的关键环节.

摘要：嫦娥四号着陆器实现了人类首次月球背面软着陆任务,着陆器的制导、导航与控制(GNC)系统是最重要的分系统之一.针对嫦娥四号着陆器月球背面软着陆的任务特点,本文提出了月球背面着陆轨迹设计、前后台并行容错导航、自主故障诊断和处理策略.实际在轨飞行结果表明,这些算法合理可行,着陆器成功着陆在预定着陆区,着陆姿态和速度优于需求,圆满完成了软着陆任务.本文介绍了嫦娥四号着陆器GNC系统的要求、组成、部分算法以及在轨飞行结果.

摘要：为提高微阴极电弧推力器(μCAT)的总冲,本文提出了一种圆柱形推力器结构设计,增加了推进剂的填充空间。由于结构发生了较大的变化,本文对新型μCAT在不同工作点下的性能进行了研究。在实验工作中采用扭摆测力台架测量实际推力,采用了数字滤波的方法消除了推力器点火对测力台架传感器信号的干扰。本研究使用了新研制的大功率可调电源,测试了电源功率、放电频率、外加磁场强度对推力的影响,探究了铜、钨、钼阴极的特性。当输入功率较小时,铜是理想的阴极材料,且该条件下,对于这三种金属,推力与放电频率均呈负相关性。可通过外加磁场增加圆柱形μCAT的推力,但是采用钼阴极时,过高的磁感应强度会造成推力下降。

摘要：随着航天电子产品的功能日趋复杂,产品的电磁兼容问题也越来越突出,对电磁兼容必须严格设计。本文介绍了某星载电子设备在系统测试中出现的一例电磁干扰问题,分析了问题原因并提出解决方法,这对同类电子设备电磁兼容设计具有重要参考意义。

摘要：失效航天器一般有复杂的运动和较大的角速度,采用机械臂直接抓捕目标容易导致非预期碰撞,如果先采用接触式消旋操作降低目标角速度,会大大降低服务卫星抓捕目标的难度。针对空间翻滚非合作目标的接触式消旋控制存在接触动力学模型不确定性的问题,提出了一种基于特征模型的自适应控制方法。首先通过接触式消旋的物理机理分析,建立消旋系统动力学模型;进一步在动力学特性分析基础上构建描述接触碰撞后目标角速度的特征模型,并确定模型参数范围;然后基于该模型设计黄金分割自适应控制律。仿真结果表明,该方法有效克服了消旋过程中接触碰撞模型存在的不确定性,并且消旋速度快且消旋后的残余角速度小。

摘要：为了实现AADL(体系结构分析与设计语言)行为模型的分析验证,基于行为附件的文法结构以及行为描述方式,提出了AADL行为模型与UPPAAL下时间自动机模型之间的模型转换规则。在转换规则的基础上,设计和实现了自动转换的原型工具。最后以航天器控制系统中制导、导航与控制计算机从陀螺取数的AADL模型为例,经自动转换得到时间自动机模型,并在UPPAAL下仿真、验证其行为正确性,同时证明了模型转换的有效性。

摘要：针对近距离快速绕飞的视线保持要求和姿轨耦合特点,研究航天器姿轨协同最优控制方法。建立了六自由度相对运动耦合非线性模型,偏心推力矢量同时提供位置和姿态控制能力;考虑到近距离相对运动对动态性能的高精度要求,不同于无限时域经典Theta-D方法,提出了一种包含终端状态约束的滚动优化有限时域最优控制快速解算方法,推导了中间过程微分Riccati方程和微分Lyapunov方程的横截条件。控制器设计充分考虑了有限脉冲小推力器和有限力矩输出装置的约束。对近距离快速绕飞的仿真结果说明了方法的有效性,所提方法在保证相对运动稳定和动态性能的前提下控制输出幅值小,具有工程实际意义。

摘要：为了充分验证太阳帆板驱动机构功率传输通路的设计可靠性和生产过程控制的有效性,在分析太阳帆板驱动机构在轨真实工况及传统测试方法的基础上,设计了一种地面模拟电池阵开关分流的方法,该方法使用太阳电池阵模拟器模拟处于开关分流状态的分阵,利用具有两种工作模式并可自动高速切换的电子负载模拟分流开关管.将该方法应用于太阳帆板驱动机构的功率传输通路测试,给出了测试系统的组成及试验结果.试验结果表明该方法可有效模拟开关分流工况,提高了SADM产品地面验证的充分性.

摘要：针对当前航天器软件研制过程中需要使用多种开发工具的问题,设计实现了集工程管理、代码编辑、语法检查、编译链接和调试测试于一体的航天嵌入式软件集成开发环境.研究成果已应用于航天器嵌入式软件的研发,缩短了软件研发周期并提高了软件质量,同时也为软件集成开发环境的研发提供借鉴.

摘要：受到测控支持条件和月面起飞设施的限制以及月球与地球环境差异的影响,月面起飞上升面临许多不同于地面运载火箭的技术问题.为了满足月球上高精度和高可靠安全上升入轨的任务要求,嫦娥五号上升器采用了基于星光的自主天文定位和对准、重力场测量、上升自适应动力显式制导等方法来提高入轨精度,采用了惯导系统动态阈值调整自主故障检测、推力监测与发动机自重组、非迭代上升应急制导、入轨后自主应急轨控等方法来进一步提高月面上升的可靠性.基于这些设计,嫦娥五号上升器成功实现了我国首次月球表面起飞上升,入轨精度高于任务要求,为保证后续月球轨道无人交会对接的顺利进行创造了优越的条件.