火星探测飞行控制任务规划技术研究

针对火星探测超远测控距离、超大传输时延工况下飞行控制难题,研究了火星探测大时延飞行控制任务规划技术,构建了深空探测通用大时延飞行控制体系,提出了基于行星际大时延模型的预测迭代飞行控制方法,设计了深空测控上下行链路状态解耦合的控制模式,实现了火星探测器复杂测控数传模式切换天地协同自动化调度以及不同器地距离遥控发令传输时延自适应动态修正,测控资源优化配置,飞控事件合理安排及冲突自动排解等功能,解决了火星探测天地测控时延大、飞控工作模式新、器地状态协同难、应急处置要求高的难题。本研究有力确保了首次火星环绕探测和进入下降着陆(Entry,DescentandLanding,EDL)控制稳妥可靠实施。

目标飞行器交会对接轨道的设计和控制

根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度,给出了目标飞行器交会对接轨道初始相位的设计方法。针对目标飞行器交会对接轨道控制要求,建立了共面相位计算模型以及轨道相位、高度和圆化度的多目标参数求解模型。基于定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差的调相时间分析,制定了目标飞行器调相控制策略。仿真计算表明,实现的目标飞行器交会对接轨道满足要求,验证了调相控制量优化原则的正确性,并对标称共面与虚拟共面的共面时刻和共面相位进行了比较。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。

利用导引头控制无人飞行器模拟导弹制导过程的试验研究

为了探索一种简便经济的导弹制导模拟方法以满足电子对抗试验需要,提出了一种利用导引头控制无人飞行器以模拟导弹制导过程的方法,利用电视导引头搭载无人飞艇进行了飞行试验验证。基于飞艇飞控系统纵向控制通道的分段式PID控制器以及特别设计的制导指令生成模块,利用电视导引头测量的目标信息,分别按照两种导弹导引律控制和引导飞艇向目标飞行。对试验结果的定量分析表明,飞艇按照预设导引律成功实现了制导飞行。

北京中心深空探测器精密定轨与分析软件系统

介绍了北京航天飞行控制中心针对火星探测任务所研制的深空探测器精密定轨与分析软件系统,描述了该软件系统开发的需求、功能设计和当前已经具备的能力,并用该软件进行了初步计算试验,结果表明该软件在MEX火星探测器定轨精度上可以达到与ESA的火星定轨精度相当的水平。此外,文章还给出了YH-1探测器定轨精度的初步仿真分析。

绕月返回飞行再入航程调整的轨道控制

绕月返回飞行的再入航程调整用于扩大发射窗口及应急轨道重构,采用2次联合的轨道控制实现。为求解2次轨道控制的速度增量,在瞬时再入平面内确定新再入状态并进行反向轨道外推得到新返回轨道,再通过指定2次轨道控制时刻,将2次轨道控制的联合求解转化为仅须求解第一次轨道控制速度增量的Lambert转移问题,并利用Lambert制导法或线性修正法进行求解。研究表明,速度增量与再入航程调整量呈线性关系,适当提前再入时刻、扩大2次轨道控制时间间隔有助于减小速度增量。将上述方法及结论用于绕月自由返回轨道再入航程调整轨道控制策略的计算分析,可为飞控方案设计提供依据。

航天任务飞行控制分析系统的设计和应用

介绍了一个基于windows环境下的多任务航天任务飞行控制分析系统的设计以及实际应用,该系统为任务分析人员、指挥决策人员在任务准备、实施中快速灵活地进行各种复杂条件下的航天任务分析提供了可视化的操作平台以及全面的图表和文字报告。系统采用数据库技术,为用户提供了各种航天器参数和测站参数等信息。文中介绍了该系统的软件结构、数学模型和功能设计,并给出了具体的仿真应用。

我国首次火星探测任务飞行控制地面验证过程探讨

2021年5月15日,我国首个火星巡视器成功降落在火星北半球的乌托邦平原南部,实现了我国航天史无前例的重大突破。后续,我国还将在2025年前后实现近地小行星绕飞探测、附着和取样返回,2030年前后实施火星取样返回等一系列深空探测任务。航天飞行控制中心(简称飞控中心)负责深空探测器整个飞行任务期间的轨道测量、遥测监视、遥控操作及航天器探测应用期间的任务计划实施与操作管理等工作,为确保每一次任务的成功,在任务前,结合深空探测任务特点进行全面的飞控过程地面验证。

绕月探测工程北京中心国际联网系统组播问题研究与解决

“嫦娥一号”CE-1任务中，北京航天飞行控制中心与欧洲空间操作中心进行了国际合作。在中心与欧空局的联试过程中，对SLE用户端（SUN服务器）通过组广播进行远程控制时，出现了一台服务器收发正常，另一台却无法正常接收的现象。本文对此故障进行了机理研究，通过分析证明，这是一个不同系统间对IGMP协议的兼容问题，并提出了相应的解决方案。

基于交会模式的月球大椭圆轨道编队飞行控制

两颗微卫星进入环月大椭圆轨道后,在地面测控支持下,通过执行若干次轨道机动,最终实现从相距上千或上万km至相距1~10km范围变化的环月轨道编队飞行。针对月球大椭圆轨道,基于多脉冲交会控制模式,设计了交会点满足编队飞行状态的轨道控制策略,采用线性制导方法迭代计算精确轨道控制参数;设计了顺序优化的5脉冲控制策略,对轨道平面、拱线、形状和相位等轨道全要素进行控制,通过远距离接近、中距离调整和近距离捕获的渐进式分段控制,在月球大椭圆轨道差异较大条件下,相对运动轨迹渐进稳定,最终实现近距离编队。

哈勃空间望远镜运行控制及规划模式研究综述

哈勃空间望远镜(Hubble Space Telescope,HST)作为首个大型且复杂的在轨空间天文观测站,其成功运行离不开NASA的主导及多个控制中心与机构的协同努力。深入探讨了哈勃任务的多机构协同管理模式,详细分析了运控中心飞行操作人员的构成及其执行的典型操控活动。同时,针对HST的数据上下行处理及转发测控模式进行了分析,并研究了其地面软件系统的架构及其自任务实施以来的升级改造情况。全面分析了哈勃开展天文观测任务的全规划流程及周期规划模式。基于哈勃任务的成功实施经验,为我国未来开展空间望远镜任务提供了具体且有益的启示。

多源异构显示系统一体化控制机制设计与实现

随着显示系统组成的复杂度越来越高,在实际应用中从图像源选取到最终显示往往采用人工操作方式完成,自动化程度较低。对多类型图像源和多级视频传输设备组成的复杂显示系统的图像选取投送显示自动化技术进行研究,并设计一种多源异构显示系统一体化控制机制,结合显示系统结构特点进行图像源区、传输区和显示区接口设计,在此基础上进行设备连接配置、显示窗口规划和显示自动控制流程设计,实现了多种图像源定制化自动投送显示。

CE-4中继卫星使命轨道维持与动量轮卸载联合控制方法

针对嫦娥四号中继卫星动量轮频繁喷气卸载对其使命轨道Halo轨道的扰动问题,定性分析了卫星角动量累积规律和动量轮卸载对使命轨道构型的影响,给出了动量轮卸载前后角动量变化量与喷气卸载等效速度增量的关系,在角动量卸载预测的基础上,提出了一种使命轨道维持与动量轮卸载联合控制方法,通过偏置维持控制目标抵消控后动量轮卸载影响,达到延长轨道维持控制周期和节省推进剂的目的,给出了控制目标偏置量的求解方法。工程应用结果验证了方法的有效性。

月球探测再入返回试验后续飞行方案研究

对于中国月球探测再入返回飞行试验的剩余推进剂,研究并设计了后续飞行方案。首先,基于月球探测再入返回飞行试验任务结束后的轨道和卫星状况,分析了可行的探测目标,确定了以日地月空间和相应平动点作为探测目标的后续飞行方案。其次,针对后续飞行方案中的轨道设计与控制需求,研究了平动点轨道直接转移入轨方法和不同系统的平动点轨道转移方法。相对于目前常见的基于不变流形的平动点转移轨道设计方法,文章方法无需进行大量的流形计算,因而计算步骤简单,计算量大大降低,尤其便于实际飞行任务应用。最后,设计了后续飞行方案的飞行轨道和相应的控制方案,同时分析了控制操作的地面测控条件。研究结果表明,基于月球探测再入返回飞行试验任务的剩余推进剂,完全可以在日地月空间开展多项具有创新性和重要应用价值的飞行试验验证,为我国后续"夸父"和月球探测等深空探测任务积累宝贵的测控技术和经验,同时为后续深空探测的"多目标多任务"设计思路提供有益借鉴。

绕月自由返回飞行任务的轨道设计方法

针对绕月自由返回飞行提出一种任务轨道设计方法。在双二体模型下基于圆锥曲线拼接和能量匹配原则迭代计算初值,采用Broyden法构造新的微分修正格式,在精确模型下分别针对三组不同的目标变量和目标值对初值进行逐级修正使之满足再入参数。采用简单迭代调整近地点时刻、飞行时间完成发射弹道拼接和落点位置匹配,迭代初值根据落点纬度插值确定,插值表通过对若干飞行时间进行初值计算和发射弹道拼接构造。算例表明,该流程能够扩展初值计算的适用范围,具有良好的收敛性和计算效率。

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求,提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划,实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数;根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系,修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明,在入轨偏差轨道条件下,保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致,实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。

天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究

对非规则板舱组合体天宫飞行器300～200km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模，提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher／Legge非对称桥函数，发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法，建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则；将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形，进行气动力当地化关联参数计算修正，建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300～200km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证，表明天宫飞行器在200km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化（8％～50％），证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数，误差累积巨大，需要采取防护措施，低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。

再入返回飞行试验深空网干涉测量应用分析

鉴于我国深空测控网的深空干涉测量系统在探月三期再入返回飞行试验中首次正式执行任务,北京深空干涉测量中心组织佳木斯、喀什深空站对再入返回飞行试验器进行了高精度干涉测量。针对深空站天线无法短时交替观测射电源,从而无法进行干涉测量系统差标校的问题,利用基于稀疏标校数据平滑内插、高精度钟差建模、环境参数时延补偿的数据综合处理策略,实现了干涉测量系统差高精度标校。利用飞行试验器VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)信标下行信号进行干涉测量获取时延观测量,用于飞行试验器联合定轨。联合定轨残差结果表明,深空网干涉测量时延测量精度在1ns水平,对应约100nrad测角精度,可以为飞行试验器精密定轨提供高精度测量数据支持。

空间飞行器轨道确定的B样条逼近方法

动力学定轨是空间飞行器精密轨道确定的基本方法.然而,有些情况下,对飞行器进行精确的力学建模是困难的.基于函数逼近理论,给出了B样条逼近空间飞行器统计意义下的轨道确定方法.为了验证方法的有效性,分别对LEO(Low Earth Orbit)、MEO(Medium Earth Orbit)和HEO(Highly Eccentric Orbit)卫星进行了轨道确定数值试验,计算结果证实方法精度可靠、解算稳定.B样条逼近轨道确定方法与坐标系的选择无关,既可以在协议天球坐标系下解算,又可以在协议地球坐标系下解算.B样条逼近可以直接计算飞行器位置和速度,不需要对动力学状态方程进行积分,也不需要计算状态转移矩阵,使得定轨计算量相对于动力学定轨大幅减少.方法既有一定的理论意义,又可以作为工程应用中空间飞行器轨道确定的一个常规算法.

交会对接任务轨道控制规划设计与实施

针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题。设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化。设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合。交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务。

永磁同步电机速度跟踪控制

永磁同步电机(PMSM)系统控制方法大多是基于模型的,而通常机理建模获得的模型存在一定的舍入误差。针对此问题,在应用id=0控制策略实现系统解耦的基础上,运用多正弦辨识方法辨识出系统q轴电压输入与PMSM转速输出之间的状态空间方程。利用辨识得到系统模型信息,并加入输出误差积分量这一新状态,设计出增广状态反馈控制器,实现了电机转速输出对输入信号的跟踪。通过设计PMSM系统并进行实验,获得了良好的速度跟踪效果。与传统PI控制效果进行比较,得出增广状态反馈控制方法收敛速度快、稳态时电机转速波动率小等优点。