空间控制技术与应用

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空间控制技术与应用 2013, 39 (1): 0-.

摘要（615）

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2. 基于STK的卫星实时视景仿真系统设计

杜耀珂

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 61-64.

摘要（1193）

PDF（pc）（441KB）（2989）

卫星在轨运行的可视化仿真，能够直观、逼真反映卫星的实时轨道和姿态运动。卫星工具软件包（STK）是进行卫星系统仿真和分析的重要工具，能够满足卫星二维和三维的可视化仿真要求。在深入研究STK/Connect模块的基础上，应用Windows Sockets和多线程编程技术，开发了STK实时视景仿真驱动程序，该程序利用UDP协议接收模拟遥测计算机给出的卫星参数，通过与STK/Connect模块的通信，实时驱动STK的仿真运行，成功实现了卫星在轨运行实时视景仿真的演示效果。

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3. 星用SRAM型FPGA的故障模式分析和容错方法研究

郝志刚¹，杨孟飞²

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 51-55.

摘要（1150）

PDF（pc）（416KB）（1909）

静态存储器（SRAM, static random access memory）型现场可编程门阵列 (FPGA，field programmable gate array)是一种对空间辐射效应较为敏感的航天器电子元器件。由于其特有的构造和工作方式，单粒子辐射效应对SRAM型FPGA造成的影响及其引起的故障模式有着区别于一般电子元器件的特征。为了提高SRAM型FPGA在空间应用中的可靠性，以该类型FPGA的主流器件作为研究对象，深入分析了FPGA在空间应用中的各种故障模式，研究了相应的各种容错方法。研究表明，通过采取适当的FPGA容错方法，能够有效降低SRAM型FPGA因空间辐射而发生故障的可能性。

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4. 压缩映射原理在平台惯导系统加速度计标定中的应用

王黎斌，刘峰，尚克军，鲁建

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 61-64.

摘要（1101）

PDF（pc）（307KB）（1847）

传统的平台惯导系统加速度计所采用的自标定方法受到加速度计零偏预装值的影响存在着一定的误差，而且加速度计标定参数准确性的验证方法也较为烦琐，不利于操作。基于压缩映射原理，针对平台惯导系统加速度计提出了一种迭代式标定方法，消除了传统加速度计自标定方法中的误差，同时提出了一种简单、有效地验证加速度计标定参数准确性的方法，并对这种迭代式加速度计标定方法的收敛性进行了证明以及试验验证。

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5. 近似二阶扩展卡尔曼滤波方法研究

范炜^1，2,李勇³

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 30-35.

摘要（1372）

PDF（pc）（419KB）（1810）

在综合考虑计算量和估计精度的情况下，提出一种新的非线性滤波方法——近似二阶扩展卡尔曼滤波（AS-EKF）方法。该方法基于线性最小方差递推滤波框架，对均值的非线性变换采用二阶近似，其精度高于扩展卡尔曼滤波（EKF）采用的一阶近似。通过计算机仿真表明该滤波方法对非线性系统的滤波精度高于EKF，且计算量明显低于无迹滤波（UKF），该方法适用于对估计精度和计算量都有所要求的非线性系统滤波器设计。

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6. 一种无角速度信息的挠性航天器姿态控制方法

蔡建1,2，王芳1,2，张洪华1,2

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 18-23.

摘要（1383）

PDF（pc）（411KB）（1764）

研究了一种无角速度信息挠性航天器的姿态稳定控制方法。针对挠性航天器陀螺故障或无陀螺配置情形下无角速度测量信息的姿态控制问题，基于姿态四元数设计了姿态定点调节的无速率控制器，利用Lyapunov方法和LaSalle不变原理证明了闭环系统的全局渐近稳定性，并对控制方案进行了改进。仿真验证了控制律的有效性。

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7. 探月飞船预测-校正再入制导律设计

李惠峰，张蕊

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 19-24.

摘要（1043）

PDF（pc）（416KB）（1727）

针对以第二宇宙速度返回的探月飞船再入制导律设计问题，采用一种数值预测-校正的预测制导法，分析了飞船配平攻角的飞行特性，建立了再入三自由度运动方程，进而详细介绍了预测-校正及其纵向、横向制导律的基本原理。通过标准初始状态、有误差初始状态两种条件下的仿真分析，表明这种预测-校正制导律在满足各种约束的条件下，不仅能够达到较高的精度，而且对初始误差具有良好的鲁棒性，能够应付再入时各种不确定性因素的影响。

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8. 航天器交会仿真试验的运动模拟器

张新邦，刘良栋，刘慎钊

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 51-55.

摘要（938）

PDF（pc）（346KB）（1640）

航天器交会试验要利用各种结构类型的运动模拟器，重点讨论近距离交会阶段的运动模拟器，对此提出了横梁架于地面的3+6式9自由模拟器新方案、4+5式9自由度模拟器新方案和简约型位置和姿态模拟器新方案。其中简约型位置和姿态模拟器是目前唯一能实现大试验范围的模拟器。

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9. 航天器轨道机动过程中的自主导航方法

熊凯1.2, 魏春岭1,2, 刘良栋1,2

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 7-12.

摘要（1037）

PDF（pc）（447KB）（1636）

典型的航天器自主天文导航方法利用地球敏感器和星敏感器的观测信息，根据轨道动力学模型和测量信息，采用扩展卡尔曼滤波算法(EKF)估计航天器位置矢量。为了在航天器轨道机动过程中减小滤波器的估计误差，设计了用于航天器自主导航的自适应鲁棒扩展卡尔曼滤波(AREKF)算法。仿真结果表明，采用AREKF算法能够有效地减小推力不确定性的不利影响，在不增加导航敏感器的前提下改善系统的导航性能，取得优于传统EKF算法和自适应扩展卡尔曼滤波(AEKF)的估计精度。

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10. 组合体航天器姿态的智能自适应控制方法

于欣欣^1,2 ,解永春^1,2

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 36-41.

摘要（1278）

PDF（pc）（427KB）（1624）

研究了交会对接后组合体航天器构型变化带来的姿态控制问题，对执行机构在控制量受限时的控制能力进行了分析，应用基于特征模型的智能自适应控制方法，设计了能适用于不同构型的姿态控制器，分别对组合体在直线构型和L构型对接情况下进行了数学仿真，仿真结果验证了智能自适应控制方法可行并且具有一定的优越性。

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11. 基于混合编程技术的AOCC应用软件快速仿真平台

张银, 索旭华, 郭明姝

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 56-58.

摘要（361）

PDF（pc）（1095KB）（1580）

介绍基于混合编程技术的AOCC应用软件的快速仿真平台的整体框架设计以及具体实现.基于该方法构建的快速仿真平台,能够满足软件开发人员对基于8086汇编语言开发的AOCC应用软件开、闭环调试和测试的要求,对提高软件的开发效率和保证软件的质量有积极意义.

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12. 自旋小卫星姿态动力学建模与控制研究

田林，徐世杰

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 47-50.

摘要（1468）

PDF（pc）（336KB）（1570）

研究探测近地空间自旋稳定小卫星姿态动力学建模与姿态控制问题，探测任务对该卫星姿态控制有着特殊要求。建模中特别考虑了自旋小卫星双侧伸杆扰动对其姿态运动的影响。利用自旋卫星的章动特性，设计了姿态－章动联合控制器，根据星体横向角速度相位和喷气力矩在惯性空间的方位来确定喷气时刻，采取先章动粗控与进动控制、后章动精控的策略。当卫星受空间扰动力矩长期作用产生较大章动角而需调姿进行轨道机动时，可以应用本控制器方便地调整自旋轴的指向。

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13. 空间机器人退步控制器设计

张军^1，2，胡海霞^1，2，邢琰^1，2

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 7-12.

摘要（1068）

PDF（pc）（387KB）（1537）

针对带任意节机械臂的空间机器人，采用退步法设计了基座姿态与机械臂受控的复合控制器。所设计的控制器以机械臂末端在工作空间中的位置和姿态、机械臂在关节空间中的关节角、关节角速度、基座姿态角和姿态角速度为反馈变量，可直接实现机械臂在工作空间的控制任务，避免了从工作空间到关节空间的运动学规划及Jacobian矩阵求导，同时，通过对基座的姿态控制能扩展机器人的功能，改善机械臂的动力学奇异特性。以某个带有6节机械臂的空间机器人为背景进行了数学仿真，验证了所设计的控制器的有效性。

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14. 基于不同天文标准计算地球引力对卫星轨道的影响

蒋方华，李俊峰，宝音贺西

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 38-41.

摘要（1078）

PDF（pc）（337KB）（1535）

建立了一个考虑地球非球形引力摄动的卫星轨道摄动模型并用C++语言编写程序进行轨道计算，其积分器采用RKF7(8)。建模过程中，对岁差、章动等量的计算分别考虑了美国海军天文台1981年和2005年的两种天文标准。通过与STK对比，发现无论采用哪一种标准，轨道传播两天后的位置误差都不会超过分米量级，速度误差不会超过毫米每秒的量级。说明了建模和编程计算的合理性，以及采用新旧两种天文标准计算卫星轨道的差别甚小。

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15. CMG中角接触球轴承在随机振动下的安全性分析

王晓伟，徐映霞

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 29-34.

摘要（1064）

PDF（pc）（478KB）（1514）

研究CMG中角接触球轴承在随机振动下的安全性。推导轴承在轴向力和径向力联合作用下的轴向刚度和径向刚度，建立轴承的等效线性弹簧模型，并利用ANSYS的谱分析迭代求取轴承在随机振动下的轴向力和径向力，将径向当量静载荷和轴向载荷分别与径向基本额度静载荷和极限轴向载荷比较，分析其安全性。以某种角接触球轴承为例，验证了其在给定输入功率谱密度下任意方向加载都安全。

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16. 基于定性模型的故障诊断方法

高伟^1,2，邢琰^1,2，王南华^1,2

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 25-29.

摘要（1130）

PDF（pc）（450KB）（1480）

基于定性模型的故障诊断方法，利用定性模型描述系统结构和定性地预测系统行为，并通过与实际行为进行比较，可推理得到系统的故障诊断结果。详细介绍了基于定性模型故障诊断方法的诊断机理、建模方式及优缺点。此外，还概述了该方法的研究与应用现状及发展趋势。

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17. 卫星导航系统传感器故障识别

刘春娟1，宋华1，2，邱红专1，刘长华3

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 13-17.

摘要（987）

PDF（pc）（458KB）（1479）

传感器是卫星导航系统中的重要部件，其故障的检测和识别对提高系统可靠性具有重要意义。给出了一种基于模糊逻辑的卫星导航系统传感器故障识别方法。首先采用T-S模糊模型描述卫星导航系统，然后应用全解耦奇偶方程的方法进行故障检测，并利用卡尔曼滤波器进行故障参数识别。仿真结果表明，针对导航系统中多个传感器同时发生故障的情况，此方法能有效检测故障，并能准确识别故障参数。

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18. 组合式航天器分离后姿态控制器设计

刘赛, 徐世杰

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 35-37.

摘要（1095）

PDF（pc）（301KB）（1478）

针对组合式航天器分离后惯量矩阵会产生较大变化的特点，提出了一种自适应控制律。利用姿态四元数建立航天器运动学模型，基于Lyapunov稳定理论，用退步控制设计方法设计了控制律。理论分析表明该控制律可保证系统渐近稳定，仿真结果验证了该控制律的有效性。

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19. 转动惯量未知的非合作目标角速度估计方法研究

刘智勇, 何英姿, 刘涛

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 24-30.

摘要（412）

PDF（pc）（773KB）（1468）

针对转动惯量未知的非合作目标的姿态角速度估计问题,将解算得到的非合作目标的惯性姿态作为测量信息,估计姿态角速度和姿态动力学参数(即转动惯量比).首先,应用非线性控制系统的几何理论对待估计的状态扩展系统进行能观性分析.然后,利用UKF设计相应的滤波估计算法.仿真结果表明,本文所设计的方法能够精确估计出非合作目标的姿态角速度与转动惯量比.

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20. CCD太阳敏感器大角度入射光能衰减模型

张春明，贾锦忠，王立

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 42-45.

摘要（1194）

PDF（pc）（320KB）（1463）

太阳敏感器的测量精度主要受地球反照的影响。通过建立大角度入射光能衰减模型，结合地球反照辐照度峰值的计算，从理论上说明了这种影响与太阳入射角的关系。以CCD太阳敏感器为例，当太阳出现在敏感器的视场边缘时，而地球反照处于最坏情况，地球反照和太阳在CCD上产生的辐照度具有可比性。最后提出了改进太阳敏感器的结构参数来减小地球反照对太阳敏感器测量影响的方法。

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21. 星敏感器用仪器星等的确定

周建涛1，蔡伟2，武延鹏

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 46-50.

摘要（1125）

PDF（pc）（384KB）（1438）

仪器星等对正确评估星敏感器的灵敏度、捕获概率以及建立导航星表都有重要的意义。理论推导了色指数与接受器和恒星辐射之间的关系，证明星敏感器仪器星等可以由波段星等线性拟合得出，在此基础上由蓝光和可见光波段星等拟合计算了星敏感器的仪器星等，并与实测计算数据做了对比，结果表明用色指数计算仪器星等是可行的。更进一步对误差产生的原因也作了分析探讨，结合最近天文学的研究成果，提出了改进方法，从而使获得的拟合仪器星等与通过13波段观星数据计算得出的仪器星等的标准方差不超过0.1个星等，满足当前星敏感器的要求。

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22. 基于Fliess 泛函展开式的航天器姿态控制

程代展，袁艳艳，乔宇鹏

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 3-6.

摘要（1121）

PDF（pc）（314KB）（1427）

介绍用Fliess 泛函展开式研究航天器姿态控制问题。首先讨论一步预测及多步预测下的姿态跟踪。接着讨论当系统的解耦矩阵满秩时，在适当反馈下，闭环系统的Fliess 泛函展开式具有有限项。由于航天器姿态动态方程具有非奇异解耦矩阵，有限项Fliess 泛函展开式可以方便地应用于航天器姿态控制的在线设计。

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23. 自适应RLS算法及其在SINS/SAR组合导航中的应用

王文辉，李邦清，纪志农，余凯

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 42-46.

摘要（1096）

PDF（pc）（337KB）（1423）

在捷联惯导（SINS）/合成孔径雷达（SAR）组合导航系统中，SAR的匹配定位信息往往数量有限，而且时间间隔互不相等。提出一种自适应递推最小二乘（RLS）算法用于组合导航。该算法将正交性原理应用于最小二乘算法中，通过构造自适应渐消因子，实现时变参数的自适应估计，给出了自适应RLS算法的递推公式，并从理论上分析了该算法的收敛性。仿真结果验证了自适应递推最小二乘算法用于SINS/SAR组合导航系统的可行性和有效性。

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24. 冗余飞轮姿控系统控制分配与重构研究

赵阳, 张大伟, 田浩

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 1-6.

摘要（340）

PDF（pc）（1145KB）（1412）

针对具有多冗余执行机构的航天器姿态控制系统,给出了处理冗余的控制分配方案,该方案考虑了幅值和速度约束条件并实现了二次最优.仿真验证了分配环节的有效性,并比较了不同求解算法下的动态分配效果.针对执行机构可能出现的故障,提出了结合故障诊断与隔离系统的执行环节控制重构方法,实现了机构故障下的容错控制,通过卫星姿态跟踪控制仿真,验证了分配和重构环节与控制回路的相容性.

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25. 一种自主式陆地导航系统的研究

蔡虹曼，王海青，石光华，张海涛

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 56-60.

摘要（1138）

PDF（pc）（312KB）（1411）

为实现车辆在不依赖卫星定位的条件下能长时间、长距离、高精度导航，研究了一种激光陀螺捷联式惯导系统（LSINS）/里程仪/地理信息系统（GIS）陆地组合导航系统。在建立误差估计模型的基础上，充分利用GIS位置信息和可能出现的临时停车状态，提出了用GIS标定里程仪参数并修正方位角误差以及自动零速校准的方法。通过野外跑车试验，对系统的实时定位和定向精度进行了考核，证明了上述方法可有效降低导航主要误差源的发散速度。

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26. 基于VxWorks的小天体撞击任务的星载GNC软件设计

高艾, 崔平远, 崔祜涛

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 51-55.

摘要（357）

PDF（pc）（1932KB）（1410）

针对小天体撞击任务,应用VxWorks嵌入式实时操作系统,设计小天体高速撞击器的星载GNC软件部分.对星载GNC系统结构进行简要描述;在此基础上,综合考虑小天体撞击任务的实时性要求、不同飞行模式的耦合关系、轨道确定的数学运算量以及对不同敏感器数据采集的周期性控制等多方面因素,对小天体撞击任务进行模块化分解,提出各个任务模块间的同步方式与通信手段;在PC-104嵌入式计算机与dSPACE实时仿真平台的联合环境下,对所设计的星载GNC软件进行仿真验证,结果表明,基于VxWorks嵌入式实时操作系统所设计的小天体撞击GNC软件完全可以满足小天体撞击任务的实时性要求,为撞击任务的顺利进行提供有效的保证.

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27. 飞轮和控制力矩陀螺高速转子的涡动特性研究

邓瑞清^1，3，虎刚²，王全武¹

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 56-60.

摘要（1205）

PDF（pc）（368KB）（1397）

执行机构的高速转子在旋转过程中所造成的高频抖动，将对卫星的姿态控制精度和稳定度造成一定的影响。通过建立飞轮和控制力矩陀螺高速转子的动力学模型，分析转子的涡动特性，并通过振动测试试验验证了相关的理论分析结果。

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28. 一种有限推力航天器交会轨道的鲁棒设计方法

高会军，杨学博，王常虹

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 3-6.

摘要（1064）

PDF（pc）（373KB）（1389）

基于C-W方程描述的二体相对运动模型，考虑利用范数有界方法刻画航天器交会过程中的参数不确定性，并结合控制推力受限的工程需要，提出了一种在不确定环境下有限推力航天器交会轨道的设计方法。通过构造Lyapunov函数，将此设计问题转化为一个具有线性矩阵不等式约束的凸优化问题，通过求解此问题即可设计出符合航天器交会要求的鲁棒状态反馈控制器。

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29. 一类质心突变飞行器的姿态控制律重构设计

李晓云1, 姜苍华2, 段广仁2

空间控制技术与应用 2009, 35 (2): 24-28.

摘要（1009）

PDF（pc）（335KB）（1380）

研究了一类质心突变飞行器姿态控制系统在发生故障时的一种控制律重构方法。采用以Unscented卡尔曼滤波为基本估计单元且用输出残差为故障诊断指标的交互式多模型算法实时地对飞行器故障情况进行检测与诊断。当诊断出故障时，重构控制律的参数对系统进行补偿控制，使得故障下飞行器的姿态跟踪精度得以维持。通过数值仿真验证了该方法的有效性。

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30. 多冲量近圆轨道交会的部分变量瞄准法

龚胜平，李俊峰，宝音贺西

空间控制技术与应用 2009, 35 (1): 13-18.

摘要（1099）

PDF（pc）（461KB）（1353）

交会对接是空间站任务中一项非常重要的技术。基于C-W方程，推导了用直角坐标和轨道根数描述的远程导引段多冲量变轨段策略的方程，同时给出了求解方程组的迭代算法。随着冲量的施加，剩下的变轨量不足以瞄准交会时刻目标的全部状态时，给出了瞄准部分变量的方法。通过算例验证发现，存在定轨误差的情况下，部分变量瞄准法能精确地瞄准任务所关心的变量。

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31. 具有非线性输入的挠性充液航天器自适应模糊控制

王佐伟, 郭建新, 董海鹰

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 7-13.

摘要（329）

PDF（pc）（1830KB）（1329）

挠性充液航天器的动力学特性十分复杂.由于喷气脉冲存在调制环节,使得控制输入属于强非线性输入,该特点增加了控制系统的分析和设计难度.针对轨道转移期间挠性充液航天器的姿态控制问题,在动力学建模和模型变换的基础上,提出了一种基于直接型自适应模糊逻辑系统和误差补偿的改进控制算法.在控制律的设计中,将自适应模糊系统直接用作系统的主控制律,并引入基于饱和函数的稳定补偿律进一步提高控制性能.利用完整的三通道数学模型进行数学仿真,仿真结果验证了算法的有效性.

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32. 钟型喷管10N推力器冷流羽流气动力试验研究

王文龙, 周建平, 蔡国飙

空间控制技术与应用 2013, 39 (1): 51-56. DOI: 10.3969/j.issn.1674-1579.2013.01.009

摘要（761）

PDF（pc）（2363KB）（1307）

摘要：基于北航最新落成的中俄航天合作项目真空羽流效应试验系统，结合空间站羽流效应试验研究的工程任务需求，成功地开展了10N钟型推力器羽流撞击平板的气动力试验研究.介绍了气动力试验平台的研制情况，包括真空舱及泵组系统、工质供应系统、数据采集及控制系统、羽流气动力测量装置等.为了接近工程实际，试验采用了真实推力器的钟型喷管，给出了10N钟型推力器羽流气动力试验的方案和3种不同位置下氮气冷流撞击平板的压强分布，研究工作对姿控推力器的气动力研究具有重要的参考价值和指导意义.

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33. 基于准滑模控制的空间拦截末制导律设计

王国梁, 郑建华

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 59-62.

摘要（284）

PDF（pc）（1449KB）（1286）

滑模控制虽然对外部干扰和内部摄动具有不变性,但由于其自身的抖振原因,限制了其在实际工程中的应用.而准滑模控制克服了滑模控制的抖振问题,并对扰动有较强的鲁棒性,因此有广泛的应用.针对天基拦截的非线性模型,考虑到发动机的实际工作特性,基于准滑模控制思想,设计了一种易于工程实现又可控制精度的制导律,并通过数值仿真,验证了该制导律的有效性,并得到了满意的结果.

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34. 空间核电推进技术发展研究

周成, 张笃周, 李永, 汤章阳, 于洋, 唐玉华

空间控制技术与应用 2013, 39 (5): 1-6. DOI: 10.3969/j.issn.1674-1579.2013.05.001

摘要（710）

PDF（pc）（1197KB）（1271）

空间核电推进系统具有高比冲、大功率、大推力和长寿命等特点，广泛适用于未来大型空间探测任务.在调研国外核电推进技术发展和空间应用情况的基础上，针对大型深空探测任务介绍基于核裂变反应堆的核电推进系统国外发展现状，总结核电推进系统所涉及的主要技术内容和已经取得的成果，梳理关键技术，并归纳了核电推进技术的发展趋势，最后对中国发展核电推进技术提出建议.

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35. 系统噪声对挠性卫星姿态控制稳定性能的影响

谈树萍, 雷拥军, 汤亮

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 42-45.

摘要（357）

PDF（pc）（727KB）（1268）

敏感器输出的姿态信息和执行部件输出的力矩会因部件的实际物理特性夹杂着不同水平的噪声.噪声会对系统的姿态精度和稳定度产生一定程度的影响.采用布朗运动的微商描述测量随机噪声和力矩随机噪声,分别对卫星为刚体的情况和具有附件的情况进行分析,从而得出噪声对卫星姿态的影响关系.算例表明,存在随机噪声的情况下,挠性附件会降低卫星的姿态指向精度和稳态性能.

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36. 动态情况下星敏感器探测灵敏度研究

李晓, 赵宏, 卢欣

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 37-42.

摘要（338）

PDF（pc）（1207KB）（1265）

针对同样曝光时间下星敏感器动态探测灵敏度较静态低的事实,根据像元输出模型和从噪声中检测信号的理论,提出含有有效信号的像元能否被探测到的信噪差比判据,论证了把w-1m像元可探测性作为星像轨迹被提取的条件的合理性,基于此研究了动态探测灵敏度的计算方法,并对一实际星敏感器动态探测灵敏度进行各种参数条件下的计算、比较和分析.

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37. 脉冲星导航的整周模糊度解算方法研究

黄震, 李明, 帅平

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 14-19.

摘要（326）

PDF（pc）（769KB）（1261）

脉冲相位是X射线脉冲星导航方法的基本观测量,在测量的脉冲相位与预报相位比对的过程中存在整周期模糊度问题.借鉴GPS载波相位模糊度的解算方法,提出了单差搜索法、最小二乘搜索法和模糊度函数法3种空间搜索方法用以解算脉冲星导航系统的整周模糊度,并针对地球卫星完全迷失的情况进行了搜索仿真验证.结果表明,这3种方法都能够准确地解算出整周模糊度,均可用于脉冲星导航系统的在轨解算.其中最小二乘搜索法的性能稳定,搜索速度快;模糊度函数法搜索速度慢,但适用于装配单X射线探测器的脉冲星导航系统.

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38. 航天器双主动交会策略研究

冯维明；王泽峰

空间控制技术与应用 2011, 37 (1): 1-5.

摘要（311）

PDF（pc）（306KB）（1235）

从理论上分析了共面近地圆轨道上的航天器的远程双主动交会的问题.根据轨道动力学基本原理,导出各种情况下特征速度的解析解,为航天器变轨时的燃料消耗分析提供了依据.进一步探讨了航天器轨道转移过程中的时间策略,以保证在不同轨道上运行的航天器在同一时刻、同一空间位置交会.上述理论分析的仿真计算结果表明,双主动交会总特征速度和过程耗时都低于主被动交会情形,单星的燃料消耗大大降低,对大范围快速变轨,优势更加明显.

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39. 卫星综合软件的体系结构研究

王磊, 袁利

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 31-36.

摘要（290）

PDF（pc）（4099KB）（1216）

分析国内外卫星综合软件的现状和发展趋势,阐述设计软件体系结构的重要性.提出一种卫星综合软件的分层模块化体系结构,对此体系结构进行详细地分析和说明,并对其在软件复用、软件开发和测试方面的应用以及优点进行分析,表明分层模块化软件体系结构是提高卫星软件开发效率的有效途径.

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40. 2012年第五期全文

空间控制技术与应用 2012, 38 (5): 1-62.

摘要（618）

PDF（pc）（13880KB）（1202）

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41. 挠性卫星PID受控系统特征频率

李丽琼, 苟兴宇

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 19-23.

摘要（342）

PDF（pc）（1377KB）（1168）

提出了挠性卫星受控系统特征频率的概念,并对其进行了分析和研究.着重研究了PID控制器参数与受控系统特征频率的关系.仿真结果表明,非约束模态受控频率随Kp或Kd值的增大而趋于卫星的约束模态频率值;刚体受控频率随Kp和Kd的增大按特定规律变化;而Ki对受控系统特征频率影响微小.最后结合仿真算例研究了受控系统特征频率在在轨辨识中的应用,在传统PID控制系统的反馈通道中引入谐振带通滤波器并以在轨辨识结果设置滤波器参数,有效地提高了控制精度.

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42.

空间控制技术与应用 2010, 36 (1): 1-62.

摘要（201）

PDF（pc）（391KB）（1128）

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43.

空间控制技术与应用 2011, 37 (3): 1-62.

摘要（190）

PDF（pc）（381KB）（1058）

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44. 太阳跟踪定位技术及其应用研究

单黎明

空间控制技术与应用 2012, 38 (3): 58-62.

摘要（590）

PDF（pc）（1216KB）（1020）

太阳跟踪定位技术广泛应用于能源、气象和航天等领域，系统全面地对相关方法进行分类和阐述，并对多孔复用、太阳光纤导入等较新应用进行了分析，最后总结了该领域内相关技术发展的瓶颈问题，展望了未来的研究方向.

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45. 空间操作控制技术研究现状及发展趋势

何英姿, 魏春岭, 汤亮

空间控制技术与应用 2014, 40 (1): 1-8. DOI: 10.3969/j.issn.1674-1579.2014.01.001

摘要（603）

PDF（pc）（2678KB）（1013）

对空间操作控制技术的现状进行了总结，从典型飞行任务中分析给出控制系统所需具备的四个能力：自主运行、目标重构识别、精准敏捷、联合体规划控制；并从这四个方面对未来的技术发展进行了展望.

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46. CAN总线并发通信时下位机应用软件设计

谢晓兵, 董筠, 周新发, 李鹤

空间控制技术与应用 2015, 41 (2): 51-56.

摘要（355）

PDF（pc）（2490KB）（939）

为满足系统通信中的时间性能要求，设计一种利用中断接收和发送CAN总线数据的通信方法，给出了算法的C语言流程图实现.当增加GPS作为总线主节点发送广播引起CAN并发通信导致硬件中断冲突时，针对并发通信的硬件中断冲突原理作了分析，重新设计了下位机CAN总线通信软件，解决CAN总线并发通信冲突.

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47. 美国高轨天基态势感知技术发展与启示

宫经刚, 宁宇, 吕楠

空间控制技术与应用 2021, 47 (1): 1-7. DOI: 10.3969/j.issn.1674-1579.2021.01.001

摘要（327）

PDF（pc）（4783KB）（912）

太空是国家新边疆，太空活动是国家意志和战略意图的重要体现，是国家利益拓展的重要保障，太空安全已成为国家安全的重要组成部分.经略太空感知先行，空间态势感知是指获取和认知空间态势信息，包括空间目标监视和空间环境监测，是进一步开展空间操控和空间对抗的基础.本文首先梳理了美国空间态势感知领域相关条令的发展历程，介绍了美国高轨领域几个典型态势感知项目的实施情况，总结了其中4项关键技术，包括进入空间、自主运行、交会对接导航与控制和多角度立体成像技术.最后，本文从太空态势感知体系建立、天基自主感知系统、发展空间攻防对抗能力几个方面给出了发展建议.

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48. 基于谐波传动的星间链路天线驱动机构设计研究

刘继奎, 于国庆, 崔赪旻, 王友平

空间控制技术与应用 2012, 38 (4): 57-62. DOI: 10.3969/j.issn.1674-1579.2012.04.011

摘要（732）

PDF（pc）（1868KB）（907）

星间链路天线驱动机构（GDA）具有长寿命、大驱动力矩、高精度指向和适应复杂空间环境的任务要求.谐波传动具有减速比大、承载能力大、传动精度高等优点，在航天、航空等多个领域广泛应用.分析了主要设计约束，比较了三种双轴构型的优缺点，给出了基于谐波传动的GDA单轴驱动器的结构框图，对电机、谐波减速器、测角传感器的选择以及机电热接口的设计要点进行了分析，论述了紧凑而轻量化的结构布局、长寿命润滑、高精度指向等关键技术，介绍了长寿命和高精度捕获跟踪性能的验证试验方案.

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49. 基于双二体模型的月球探测器返回轨道初步设计及特性分析

周亮, 胡军

空间控制技术与应用 2012, 38 (1): 1-9. DOI: 10.3969/j.issn.1674-1579.2012.01.001

摘要（595）

PDF（pc）（2009KB）（907）

双二体模型是深空探测初步轨道设计普遍采用的假设.本文针对月球探测器从月球驻留轨道返回的任务，对直接返回型轨道和间接返回型轨道，建立了基于直观六参数的返回轨道模型.通过对直观六参数及出口点时刻这些可选参数的分析，得到了约束条件和可选参数的定性关系，易于搜索满足要求的返回轨道.最后针对两种返回轨道类型的算例表明该方法是有效的.

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50. 深空探测返回器再入制导仿真分析

杨俊春

空间控制技术与应用 2013, 39 (3): 59-62. DOI: 10.3969/j.issn.1674-1579.2013.03.012

摘要（745）

PDF（pc）（527KB）（898）

深空探测返回器再入环境恶劣，为了保证在此情况下仍然能够安全准确地返回，研究LQR标准轨道制导法和预测制导法，分析两种方法对再入初始条件的适应性以及在各种情况下的落点精度，并针对以第二宇宙速度再入的返回器进行数学仿真.仿真结果表明，在较大的初始偏差情况下，预测制导律比LQR制导律具有更小的航程误差.

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