第4章 航天外测系统概述
航天型号软件工程第4课航天型号系统软件测试
▪ 不正确的变量名 ▪ 上溢/下溢引起的错误等
❖ 每一行代码都是重要的 ❖ 错误发生概率再小也必须测试 ❖ 指出的错误必须是真实遇到的错误 ❖ 出错时必须进行出错处理 ❖ 做好边界测试
❖ 集成过程中进行的测试 ❖ 检验单元之间接口是否正确
▪ 还记得阿丽亚娜5的失败吗？
❖ 需要逐一与概要设计对应 ❖ 测试全局数据接口 ❖ 模块的功能和性能
❖ 设计阶段
▪ 严格按照需求规格说明
▪ 本阶段对可维护性影响极大（减少复杂度）
❖ 编码阶段
强调效率的程序包含
▪ 养成良好的编程习惯
的错误比强调清晰度
▪ 不要为了效率牺牲清晰度 的程序错误多10倍
▪ 尽量将代码和数据分开
❖ 2004年，勇气号火星车闪存失效 ❖ 维护方法
▪ 删除闪存文件 ▪ 重新格式化闪存
❖ 验证软件与详细说明的一致性 ❖ 一般采用白盒法 ❖ 技术要求
▪ 语句覆盖度100% ▪ 分支覆盖度100% ▪ 错误处理路径覆盖100% ▪ 覆盖软件的所有特性 ▪ 使用额定数据、异常数据、边界数据
▪ if (x > 0 && x < 0) ▪{ ▪ int n = 0; ▪}
▪ 驱动模块和桩模块的概念？
▪ 依据测试用例说明生成测试代码 ▪ 测试代码本身有错怎么办？
❖ 测试执行
▪ 检查测试结果，错误提示，性能信息 ▪ 确保不是测试过程引起测试异常
❖ 测试分析
▪ 出现重大缺陷时进行测试结果分析
❖ 测试过程评估
▪ 比对测试目标的完成情况 ▪ 补充测试，调整测试环境等
❖ 报告编制和总结
▪ 为软件缺陷提供纠错的依据 ▪ 只反应事实，不进行推断
XX市XX教育局城域网建议书
XX市XX教育局城域网建议书目录前言 (2)第一章XX公司简介 (3)第二章应用需求及设计目标 (8)第三章网络总体设计 (9)3.1方案介绍 (9)3.2方案特点 (11)3.3重点设备介绍 (14)第四章综合布线系统设计 (29)4.1结构化综合布线系统概述 (29)4.2综合布线系统产品选型 (32)4.3 系统设计 (37)第五章服务器系统设计 (40)5.1 方案介绍 (40)5.2 重点设备介绍 (41)第六章软件系统设计 (48)第七章视频会议系统设计 (61)第八章技术服务、培训及维护 (67)8.1 公司服务承诺 (67)8.2 培训内容 (67)第九章校园网整体方案预算 (68)前言人类社会已经进入信息社会，信息化已成为人类文明进步的一大趋势，信息技术在世界新技术革命中处于核心和先导地位，信息化程度成为单位和企业现代化管理水平的标志，而网络正是信息技术得以实现的载体、工具和基础。
当今乃至未来社会的发展，对信息资源、信息技术及信息产业的要求和依赖程度越来越高，单台计算机的计算与处理事务的能力已经不能满足需求，且不少难题无法解决，必须采用网络技术将分布在不同地方的计算机连接起来，通过日益完善的通信技术，共同完成对大量瞬间变化的各类信息的采集，交换，加工，处理和存储等。
因此，未来的计算机就是网络化计算机，它是现代化办公必不可缺的工具。
在校校通工程中，教育城域网建设是重中之重，各地教育部门纷纷抓紧落实，抢占信息化制高点，以各种形式建设教育城域网，并已有多个地市相继对外宣告建成城域网，实现“校校通”。
对于教育局来说，各地均须根据全国中小学信息教育工作会议精神，按照教育部《关于在中小学信息技术教育的通知》和《关于在中小学实施“校校通”工程的通知》的要求，结合地方实际，采用不同形式实施“校校通”工程，加快基础教育信息化建设步伐。
教育城域网的建设将打破传统教育中面临的时间、地域的限制，充分实现教育资源共享，为促进教育改革和发展、实现教育现代化提供有力的保障。
运载火箭惯性测量系统发展概述
定位及 姿态稳 定 问题 ，利用 陀螺 仪 、加速度计 及控 制部件所组成的系统 ，自主地提 供高精度惯性基 准 ， 敏感并输 出载体在 飞行 中的三维姿 态和加速度信 息 ， 保证载体按预定 的程序和设定的轨道稳定飞行 。
在 中 国航 天科 技 工 业 ５ ０多 年 的发 展 历 程 中 ， 运载 火箭 经历 了 由仿 制 到 自主 研 制 ， 由单一 型 号 到多种 型 号 ，由近 地 轨道 小 运 载 能 力 到地 球 同步
是 多学科 、综 合性 强 的高精密 系统 。
２ 我 国 惯 性 测 量 系统 发 展 历 程
我 国惯 性测 量 系统 所 采 用 的惯 性 器 件 也走 的
最 初 的气浮 陀 螺 精 度较 低 ，主要 是 对 一 些 参 数认 识不 到位 ，参 数 的修 正 方 法 采 用 的是 系 统 误 差修 正 ，只 能进行 综 合 补 偿 ，射 前 将 补 偿 数 据装
１ 引 言
惯性测量系统是运 载火箭 和航天器 控制系 统 中 的核心和关 键 部 件 ，主 要解 决 载体 运 动 中的定 向、
陀螺仪 、机 械支 承 的 摆式 加 速 度 计 和滚 珠 轴 承 支
承 的摆 式 陀 螺 积 分 仪 基 本 上 属 于 精 密 机 械 范 畴 ，
精度 较低 。１ ６ ９ ０年 １ ５ 日，我 国仿 方式 采用 惯性 加无线 电横偏 校 正 的混 合 式 制 导 系统 。此 时
制到 自行设 计 的转变 。 ６ 代 中后 期 ，随着 静 压 气 浮支 承 技术 的攻 Ｏ年 克 ，实 现 了惯性仪 表 支 承 技 术 的 跨 越 ，研 制 出静
压 气浮 陀螺 仪 、静 压 气 浮 单 自 由度 积 分 陀 螺 仪 、
航天测控和通信系统(王新升)
9
2. 卫星测控信道传输及测控的基本原理
2.2航天通信技术的三种情况
对地观测卫星，除测控信道(点频)外，采用另一个 信道单独传送高数据率的遥感数据，该类信道是单 向下行； 载人航天器，除测控信道外，其通信信道中除对地 观测，空间科学实验和空间生产数据外，还有航天 器之间的话音通信，电视信号等，数据传输双向交 互，具有上行和下行； 专门分化出经营通信及广播的卫星，通信为双向， 广播为单向的。
LS LA LP
极化损耗；
L RP
为接收天线指向损耗； 为天线增益；
GR
L r c 接收天线至接收机之间馈线带来的馈线损耗； SF
为系统设计时预留的安全因素
14
3. 航天器测控与通信分系统设计
3.1遥测分系统设计
1)遥测基带信号格式
帧同 步码 帧号 1路 2路 3路 全帧 计数 副1'路 副2'路 N-3 路 N-2 路
d l ct l
；其中距离差是由两
个接收点接收电磁波的相位差 t 计统、角饲服系统、天线机座及与上述系统相配套的计算 机、时统、角引导设备等组成，原理是直接测出接收跟踪天线波束的指向，测角的精度取决于天线波 束的宽度，跟踪饲服系统的精度，接收机灵敏度等因素。
CAST2000平台
21
3. 航天器测控与通信分系统设计
3.3 小卫星测控系统实例
*小卫星的主要技术指标
22
3. 航天器测控与通信分系统设计
3.4跟踪分系统设计
跟踪分系统的功能包括：角跟踪、测距、测速功能
1)角跟踪方法
a)干涉仪法 卫星发出的无线电传输到地面相距为 L 的两个不同接收点 R1、R2 的距离差 d，则 c o s
航天测控和通信系统(王新升)
1 2 3
卫星测控系统的技术现状和作用 卫星测控与通信工作的基本原理 航天器测控与通信分系统设计 GPS系统导航定位工作原理 航天统一测控网组成及功能 航天器测控通信的发展趋势
4
5 6
1
1. 卫星测控系统的技术现状和作用
1.1. 概述
航空航天活动范围的分界线，一般以距离地面100km为界 广义的测控与通信系统是航天技术的大系统之一，包括航天器本 体中的测控通信分机和地面通讯设备（运载与航天器测控网）。 测控与通信系统的任务是对航天器进行跟踪、测轨、定位、遥测 、遥控和通信。 测控（TT&C, Tracking, Telemetry and Command）包括三部分： 跟踪、遥测和命令。 通信是测控之外的另一个星地数据系统，主要目的用来传输航天 器上有效载荷取得的高速率数据，有效载荷可能是通信、广播转 发器，对地观测遥感仪器或科学实验仪器所取得的数据.
遥测基带数据的调制方法： a) PCM-PSK（副载波）-PM/AM(载波) b) PCM-PSK-FM(中间副载波)- PM/AM(载波); 副载波对载波的调制，目前多采用 PM 调制，调制后的 残余载波分量，用来做双程多普勒测速及角跟踪。
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3. 航天器测控与通信分系统设计
3.3 小卫星测控系统实例
三类通信情况都要求高速传输信息和高效率传输信息 ，即最大限度利用发射功率及尽量减少占用带宽，基 带信号合并为一路统一数据流，直接对载波进行调制 ，数据率低于1Mb/s时，采用BPSK调制体制，数据率 大于1MB/s时，采用QPSK节约带宽。
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2. 卫星测控信道传输及测控的基本原理
1） 数据率传输一般采用的频段类型
2
航天器设计
航天器性能测试标准
航天器性能测试标准航天器性能测试一直是航天领域中至关重要的一环。
航天器在发射前需要经过全面的性能测试，以确保其在太空环境下的正常运行。
本文将就航天器性能测试标准展开探讨，内容包括普通测试流程、测试参数、测试方法等方面。
1. 性能测试流程航天器的性能测试流程主要分为三个阶段：地面测试、大气环境测试和太空环境测试。
1.1 地面测试地面测试是航天器性能测试的第一个阶段，旨在确保航天器在发射前的工作状态和各项性能指标符合要求。
地面测试主要涉及以下方面内容：(1) 电力系统测试：检测航天器电力系统的输出电压、电流、频率等参数，确保其正常工作。
(2) 通信系统测试：测试航天器的通信设备，包括发射和接收信号的性能，确保其正常通信。
(3) 控制系统测试：验证航天器控制系统的准确性和可靠性，包括各个航天器部件间的协调工作。
(4) 热控系统测试：检测航天器的热控系统，确保其能在各种温度和湿度环境下正常工作。
(5) 生命支持系统测试：测试航天器内的生命支持设备，如氧气供应、废水处理等，确保宇航员的生命安全。
1.2 大气环境测试大气环境测试是航天器性能测试的第二个阶段，主要是为了验证航天器在大气层中的工作状态。
具体测试项目包括：(1) 气动力测试：测试航天器在大气中的阻力、升力等参数，为后续姿态控制提供数据基础。
(2) 热通量测试：测试航天器在大气中的热通量，评估其热控能力。
(3) 振动测试：模拟发射过程中航天器所受到的振动力，确保其在发射时不会发生破坏。
1.3 太空环境测试太空环境测试是航天器性能测试的最后一个阶段，主要是为了验证航天器在真实的太空环境中的各项性能指标。
具体测试项目包括：(1) 微重力测试：测试航天器在失重环境中的各项性能，如燃料供应、姿态控制等。
(2) 射星测试：测试航天器在太空中受到射星时的反应，评估其对射星的探测和测量能力。
(3) 辐射环境测试：测试航天器在太空辐射环境中的抗辐射能力，以及其对航天员的辐射保护能力。
04第四部分 测试系统的特性2_动态特性
– 实际中，很难满足不失真测量条件，只能在某一频率范 围内近似符合不失真测量条件，该频率段称为测试系统 的工作频率范围
– 如果测试部分作为反馈环节，成为控制系统的一部分， 则应注意由于相移可能导致控制系统的稳定性被破坏了
– 实际应用中，首先，选用合适的测试装备，在测量范围 内，满足或接近满足不失真测量条件；其次，对输入信 号进行前置滤波，将非测量频带内的高频信号滤掉
– 另外，对具体的测量情况应具体分析，例如进行振动测 量时，只关心其幅值谱和振动强度，此时应重点考虑使 测试系统满足幅值不失真条件；相反，如果对延迟时间 关心，则应重点考虑相位不失真条件
– 一阶系统不失真条件分析
• 时间常数越小，满足不失真 测量的频带越宽
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北京航空航天大学宇航学院 王可东
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测试信号处理技术
Sensor Technology & Measurement Systems
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北京航空航天大学宇航学院 王可东
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测试信号处理技术
Sensor Technology & Measurement Systems
§4.2 不失真测量的条件
• 不失真测量的条件
– 输出信号的频率与输入信号的频率相同
– 通过测试系统后，输出信号中各频率成分的幅值是输入 信号中相应频率成分的常数倍
北京航空航天大学宇航学院 王可东
航天智能测运控系统体系架构与应用-航天工程论文-工程论文
航天智能测运控系统体系架构与应用-航天工程论文-工程论文——文章均为WORD文档，下载后可直接编辑使用亦可打印——摘要：随着商业航天的快速发展,各类卫星星座项目的持续推进,航天器的商业应用日趋普及,在轨航天器呈现出数量多、平台多、种类多、用途广等趋势,重点依靠资源投入和人力增加的测控模式,已经难以适应未来多星、多任务、多用户的测控服务的发展需要。
近年来,人工智能技术不断取得突破,在多类单项测试中超越人类。
将人工智能的发展成果应用到测控系统中,在自主测控、自主故障诊断、任务规划、资源分配方面,采用智能化方法,促进测运控以平台载荷为核心的管理模式向以数据业务为核心的管理模式转变, 提高测控任务的完成效率和资源利用率。
关键词：测控; 智能化; 故障自主诊断; 自主测控; 数据挖掘; 机器学习;1 、商业航天智能测运控需求分析1.1 、航天器数量快速增加近年来，万物互联成为人类社会的基本要求，许多全球性或者全天候航天任务越来越复杂，卫星将在今后一个时期内迎来快速发展，航天器的在轨数量将会激增。
卫星星座在信息传输、定位导航、侦察观测等领域，具有全球覆盖、实时性好等先天优势，应用日益广泛。
星座中卫星的数量从数十颗，发展到数百颗，数千颗，Space X 公司布局的Starlink星座计划发射约42000颗卫星。
星座构型在卫星轨道基础上，通过合理的时空布局，适应各种应用功能的需要。
1.2 、测运控系统日益复杂在轨航天器数量将越来越多，规模越来越大，类型与应用模式越来越复杂，管控要求和难度大幅提升。
相对于数量激增的在轨航天器，地面测运控系统将面临着数量不足、设备短缺的问题。
小卫星需要大天线，但是小卫星的寿命通常比较短，而地面测运控设备投入又比较大，因此要求地面测运控资源必须能够组网重复使用。
在传统单颗卫星的测运控任务外，对多星的同时测运控支持、多星及星座在轨运行管理等，对地面测运控网络如何提供及时、有效、灵活的测运控服务提出了极高的要求，增加了航天测运控系统的负担和操作复杂性。
第4章飞行器机载设备
第 4章飞行器机载设备飞机、航天飞机和宇宙飞船等载人飞行器上的飞行员需要不断地了解飞行器的飞行状态、发动机的工作状态和其他分系统 (如座舱环境系统、武器系统、供电系统等 )的工作状况，以便飞行员按飞行计划操纵飞行器完成飞行任务；各类自动控制系统需要检测控制信息，以便实现自动控制。
这些都是由机载设备完成的。
机载设备是各种测量传感器、各类显示仪表和显示器、导航系统、雷达系统、通讯系统、自动控制系统、电源电气系统等设备和系统的统称。
机载设备将飞行器的各个组成部分连接起来，相当于飞行器的大脑、神经和指挥系统。
它能帮助飞行员安全地、及时地、可靠地、精确地操纵飞行器；保障飞行器的各项任务功能、战术技术性能的实现；自动地完成预定的飞行任务 (如自动导航，自动着陆等 )；完成某些飞行员无法完成的操纵任务 (如高难度的特技飞行动作、危险状态的自动改出等 )。
4 ． 1 传感器、飞行器仪表与显示系统从控制飞行方式来分飞行器可分为有人驾驶和无人驾驶两种。
但它们在机载设备方面是基本相同的。
主要区别在于，有人驾驶的飞行器需要仪表显示系统，提供给飞行员观察和判断飞行状态，以做出正确的操纵控制指令。
而无人驾驶飞行器则不需要显示。
通常飞行器通过传感器测量各种直接参数，由机载计算机计算得到间接参数，经系统处理转变为可显示的参数，由显示系统以指针、数字或图形方式显示出来，或将这些参数传输给自动控制系统，产生控制指令，直接操纵飞行器改变飞行状态或对外部事件作出反应。
所需要测量的飞行器状态参数可归结为以下几类：(1) 飞行参数一一飞行高度、速度、加速度、姿态角和姿态角速度等；(2) 动力系统参数———发动机转速、温度、燃油量、进气压力、燃油压力等；(3) 导航参数——位置、航向、高度、速度、距离等；(4) 生命保障系统参数一—座舱温度、湿度、气压、氧气含量、氧气储备量等；(5) 飞行员生理参数——飞行员脉搏、血压、睡醒状态等；(6) 武器瞄准系统参数——目标的距离、速度、高度、雷达警告、攻击警告等；(7) 其他系统参数——电源系统参数、设备完好程度、结构损坏程度等。
《航天系统原理》读书笔记模板
10.1卫星导航系统 10.2卫星导航定位基本原理 10.3卫星导航地面运控与应用系统
第11章太空态 势感知系统原
理
பைடு நூலகம்第12章太空安 全威胁
11.1太空态势感知概念 11.2太空态势感知活动 11.3太空目标探测系统
12.1动能武器威胁 12.2定向能武器威胁 12.3电子对抗
读书笔记
这是《航天系统原理》的读书笔记模板，可以替换为自己的心得。
目录分析
第2章太空环境
第1章航天发展史
第3章航天器运动 原理
1.1古代人类的飞天梦想与尝试 1.2近代航天发展简史 1.3人类的太空探索 1.4中国航天发展与成就
2.1太空的范畴与特点 2.2近地太空环境及其效应 2.3太阳活动的影响 2.4外空国际规则
3.1轨道运动的基本原理 3.2轨道运动的特点 3.3卫星与地球的关系 3.4轨道的类型与特征 3.5航天器姿态运动
航天系统原理
读书笔记模板
01 思维导图
03 目录分析 05 精彩摘录
目录
02 内容摘要 04 读书笔记 06 作者介绍
思维导图
本书关键字分析思维导图
学习
系统
航天
专业
基本原理
第章
应用
原理
系统
基本原理 航天
基础
系统
原理
特点
卫星
概念
航天器
人类
内容摘要
航天系统是由多个系统组成的完成特定航天任务的工程系统，是典型的复杂大系统，涉及多个学科领域。本 书基于系统工程的视角，从基本概念、原理到应用，详细介绍航天系统的基本原理与知识点，使读者能把握航天 系统的物理本质，理解航天系统的基本原理，了解航天系统应用中的关键问题，建立对航天的整体认识，具备一 定的“知天、用天”能力，为后续的专业学习和航天应用奠定基础。
第四章 三轴稳定航天器的姿态确定
4.1.2 太阳方向的测量 数字太阳敏感器 敏感器的安装及测量坐标系 数字太阳敏感器工作原理 基于数字太阳敏感器的姿态测量 其它形式的太阳敏感器
数字太阳敏感器
包括狭缝、码盘、光敏元件阵 列、放大器和缓冲寄存器； 输出信号是与太阳入射角相 关，编码形式，离散函数； 光敏元件阵列是由一排相互平 行且独立的光电池条组成，其 数量决定了输出的位数，从而 影响到敏感器的分辨率。
4.1.5 无线电信标方向的测量
测量原理及测量流程 天线接收机安装及测量坐标系 测量方程
测量原理及测量流程
测量原理
卫星天线接收无线电信标(地面站或导航卫星)发射的电波； 无线电波束中包含信标相对航天器的方位信息，可测； 如已知无线电信标的精确方位，则可得出航天器在惯性空间 中的方位。
测量流程
卫星天线接收信标波束 计算信标波束相对卫星天线坐标的方向 计算信标波束相对卫星本体坐标的方向 如已知无线电信标的精确方位，计算航天器在惯性空间中的 方位
YB O YSE
XSE ZB
E B = C BO E O
3-2-1Euler角 C BO
测量Байду номын сангаас果
θ 1 = η1 − π 2
E O = [0 0 1] − sin θ 1 ⎤ ⎡* * = ⎢* * sin ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎢ ⎥ ⎢* * cos ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎣ ⎦
T
⎡ − sin θ 1 ⎤ E B = ⎢ sin ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎢ ⎥ ⎢cos ϕ 1 cos θ 1 ⎥ ⎣ ⎦
XSE
测量信息 ESE
EB
EB
EO 固有信息
比较两个EB ，计算姿态角
滚动红外地球敏感器工作原理
航天计划流程-概述说明以及解释
航天计划流程-概述说明以及解释1.引言1.1 概述航天计划是一项重要的科技项目，它旨在探索太空、推动科学发展和突破技术边界。
航天计划的流程经过多个阶段，每个阶段都有明确的目标和任务。
本文将对航天计划的流程进行详细的介绍和分析。
航天计划的流程可以分为三个主要阶段：前期准备、航天器制造与测试、以及发射与轨道调整。
每个阶段都有特定的任务和步骤，需要科学家、工程师和技术人员的紧密配合和协作。
在航天计划的前期准备阶段，首要任务是确定任务目标。
科学家和研究人员需要梳理出目标和理念，规划出航天计划的具体方向和目的。
随后，设计航天器的过程将启动。
航天器的设计需要考虑到多个因素，包括任务目标、载荷要求、太空环境等。
最后，确定发射计划是前期准备的关键一环，它涉及到选择合适的发射时间、发射地点等。
紧接着是航天器的制造与测试阶段。
首先，科学家和工程师需要进行材料的选择和加工，确保航天器的结构可以承受太空环境的考验。
接下来，是系统的组装与测试，这个过程包括航天器各个系统的集成和测试，以验证航天器的功能和性能。
最后，航天器的性能验证是确保航天器能够正常运行的关键一步。
最后一个阶段是发射与轨道调整。
在发射前，需要进行发射场的准备工作，包括确保发射台、燃料和其他设备的正常运行。
发射过程中，航天器将被送入预定的轨道。
轨道调整和姿态控制也是非常重要的一部分，它能确保航天器在太空中的飞行姿态和轨道稳定。
综上所述，航天计划的流程包括前期准备、航天器制造与测试、发射与轨道调整三个主要阶段。
每个阶段都有其独特的任务和步骤，需要科学家、工程师和技术人员的共同努力。
通过航天计划，我们能够更深入地探索宇宙奥秘，推动科学技术的发展，并为未来的航天计划奠定基础。
1.2文章结构我正在撰写一篇长文，文章标题是:航天计划流程文章目录为:大纲:1. 引言:- 1.1 概述- 1.2 文章结构- 1.3 目的2. 正文:- 2.1 航天计划前期准备:- 2.1.1 确定任务目标- 2.1.2 设计航天器- 2.1.3 确定发射计划- 2.2 航天器制造与测试:- 2.2.1 材料选择与加工- 2.2.2 系统组装与测试- 2.2.3 航天器性能验证- 2.3 发射与轨道调整:- 2.3.1 发射场准备- 2.3.2 发射过程与轨道注入- 2.3.3 轨道调整与姿态控制3. 结论:- 3.1 总结航天计划流程- 3.2 对未来航天计划的展望- 3.3 结束语1.2 文章结构部分的内容:文章结构是指文章的整体框架和组织方式，它对读者理解文章内容具有重要作用。
航天技术导论第四章
第四章 控制系统4.1 概述控制系统是航天器、运载火箭和导弹等飞行器的重要组成部分，是飞行器运动的指挥中枢。
要求飞行器完成飞行任务，就必须对它的运动实施影响。
飞行器的运动包括其质心的运动和绕其质心的角运动两部分。
对这两种运动的影响包括稳定和控制两方面的要求，稳定是指保持原有的状态（位置和姿态），控制是指按预定的目标改变状态。
一般说来，飞行器控制系统的任务就是对飞行器质心运动的轨迹和绕质心角运动的姿态实施控制和稳定。
比如在运载火箭发射和飞行过程中，控制系统的主要任务是控制火箭按预定的轨迹飞行，使有效载荷精确入轨；同时对火箭进行姿态控制，保证在各种干扰条件下稳定飞行；还要控制飞行过程各分系统工作状态变化和信息传递；发射前要对火箭进行检查测试，实施发射控制（简称发控）。
而对于在空间飞行的航天器，控制系统的主要任务包含对航天器姿态的稳定和控制，以及对航天器轨道的控制；还包括温度控制和生命保障系统的控制等。
显然，对于不同种类的飞行器，控制系统的任务是不完全相同的。
它们的作用原理、构成也有相当大的差别。
本章将分别介绍运载火箭、航天器和导弹的控制系统4.2 运载火箭的控制系统前面已经提到，运载火箭控制系统的主要任务是控制火箭按预定的轨迹飞行，使有效载荷精确入轨。
当有效载荷是打击地面固定目标的战斗部时，运载火箭就成为弹道式导弹。
因此，弹道式导弹的控制系统与运载火箭的控制系统有许多相同之处。
为避免重复，本节在介绍运载火箭控制系统的同时，也穿插介绍弹道式导弹的控制系统。
4.2.1 运载火箭控制系统的组成和功能运载火箭的控制系统由制导系统、姿态控制系统、配电系统和测试发控系统等分系统组成。
制导系统的功能是控制火箭的质心沿预定的弹道飞行，并保证卫星、飞船等有效载荷准确入轨。
对弹道式导弹来说，就是控制弹头落点的精度。
姿态控制系统则是控制火箭绕质心的运动，并保证飞行姿态的稳定。
配电系统除完成控制仪器设备的供电外，还根据飞行程序发出时序指令控制各分系统工作状态变化的协调。
航天测控知识点总结高中
航天测控知识点总结高中一、航天测控概述航天测控是指对航天器进行姿态测量、轨道测量、姿态控制及导航等操作，是航天领域的重要组成部分。
航天测控系统是航天任务成败的关键，主要包括航天器姿态测量与控制、航天器轨道测量与控制、通信与地面站、数据处理与传输、导航与授时等内容。
下面将结合航天测控系统的构成以及关键技术进行详细的介绍。
二、航天测控系统构成航天测控系统主要由地面站和航天器组成，地面站是航天器与地面之间的桥梁，起到与航天器通信、接收数据、发送指令等作用。
而航天器中包含了姿态测量与控制、轨道测量与控制、通信与数据系统等子系统。
1.姿态测量与控制姿态测量与控制是指对航天器的姿态（包括姿态角、角速度、角加速度等）进行测量与控制，以确保航天器在航天任务中保持特定的姿态。
姿态测量可以通过陀螺仪、陀螺组和星敏感器等设备来进行，而姿态控制可以通过推进装置、姿态控制装置等设备来实现。
2.轨道测量与控制轨道测量与控制是指对航天器轨道的测量与控制，在航天任务中保持航天器的轨道稳定。
轨道测量可以通过地面测控系统和航天器自身测控设备来实现，而轨道控制则可以通过推进装置、空气动力学控制等来实现。
3.通信与地面站通信与地面站是指航天器与地面之间的通信与数据传输系统，地面站主要包括地面测控站和卫星通信站等，通过这些地面站与航天器进行通信。
4.导航与授时导航与授时是指航天器在航天任务中的导航与定位系统，以及时间授时系统。
导航与授时可以通过全球定位系统、星座定位系统、时间授时系统等来实现。
5.数据处理与传输数据处理与传输是指航天器中的数据处理系统、存储系统以及数据传输系统，用于对航天器的数据进行处理、存储和传输。
三、航天测控关键技术航天测控系统中，涉及了许多关键技术，下面将对其中的一些关键技术进行介绍。
1.姿态测量与控制技术姿态测量与控制技术是航天测控中的关键技术，主要包括陀螺仪、星敏感器、姿态控制装置等技术。
陀螺仪是一种能够测量角速度和角度的装置，可以通过陀螺仪来实现对航天器姿态的测量。
第1章 测控系统简介
测控软件技术
Measurement and Control Software Technology
第一章 测控系统简介
1.测控系统概念 2.测控系统作用
3.测控系统应用
4.测控系统组成 5.测控系统分类
6.测控软件概念
7.测控软件地位
1.测控系统概念 测控系统是计算机自动测量和 控制系统的简称。它是自动化 控制技术、计算机科学、微电 子技术和通信技术有机结合， 综合发展的产物。
数据 采集
数据 处理
输出
数据 传输
数据 显示
闭环控制系统
系统的输出端和输入端之间存在反馈回路，输出量 对控制过程产生直接影响，如恒温箱自动控制系统。
只要被控制量的实际值偏离给定值，闭环控制就 会自动产生控制来减小这一偏差，因此，闭环控制 精度通常较高。 系统是靠偏差进行控制的，因此，在整个控制过 程中始终存在着偏差，由于元件的惯性（如负载的 惯性），若参数配置不当，很容易引起振荡，使系 统不稳定，而无法工作。
闭环控制系统框图
输入
被控 对象
信号 调理
数据 采集
数据 处理
输出
数据 传输
数据 显示
控制（反馈）
半闭环控制系统
系统的 反馈信号不是直接从系统的输出端引出， 而是 间接 地取自中间的测量元件。
一般可获得比开环系统更高的控制精度，但由于 只存在局部反馈，在局部反馈之外的部分所导致 的输出扰动无法通过自动调节的方式消除，因此， 其精度比闭环系统要低。
1
2
3
测控技术在现代科学技术、工业生产和国 防等诸领域中的应用十分广泛。
2.测控系统作用 今天，计算机测控系统在各个工业部门承 担着生产过程的控制、监督和管理等任务。
第四章 航电系统与机载设备
空速表
测量全静压管的动压 (全压与静压之差) 来指示飞机速度
全静压管
空速表原理
全压-静压=动压
开口膜盒内 —— 全压 开口膜盒外 —— 静压 膜盒内外的压力差等于气流的动压。 膜盒在动压作用下膨胀，通过传动机 构，使指针指出相应的速度值。 这种根据相对气流的动压测出的速度 叫做指示空速，或叫表速。
航空航天概论
第四章 航电系统与机载设备
§1 航空仪表
需要测量的参数：
飞行参数 发动机参数 导航参数 座舱环境参数 飞行员生理参数 生命保障系统参数 其它
一、飞行参数测量
• 飞行速度 • 飞行高度 • 姿态角 （俯仰角） （滚转角） （偏航角） • 角速度
空速
指示空速 （表速） 真空速 （空气密度补偿） 地速 （相对于地面）
热电偶式温度传感器
热电偶： 两种不同金属的导线焊接 而成的环路，当两焊接端 的温度不同时，会产生热 电动势。
其它
• 油量表 • 燃油消耗量表
航空电子系统
1. 通用电子系统
(1) 无线电通信系统 (2) 导航系统 (3) 飞行控制系统
2. 任务电子系统
(1) 目标探测系统 (2) 电子战系统 (3) 敌我识别系统
航向姿态系统
测量和显示
航向角 俯仰角 滚转角
二、发动机工作状态测量
• • • • • • • • 压力 温度 转速 功率 燃油油量 流量 振动 …
转速表
电动转速表 转速表的传感器是一个三相发电机，其转子由发动机的 涡轮轴或曲轴经传动机构带动；指示器中装有同步电动 机、磁铁、涡流片和指针等，磁铁由同步电动机带动， 指针则由涡流片带动。
飞行高度测量方法
• • • • • • 气压测高 无线电测高 激光测高 同位素测高 垂直加速度积分 ……
第1章 航天测控系统概述
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航天系统 各系统组成
航天发射场系统：是装备有专门设施、采用运载火 箭从地面陆上发射航天器的特定场区系统。航天器的发 射，除上述利用运载火箭从发射场陆上发射外，还可以 从空间、空中和海上发射。
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航天测控系统
课程概况
[1] 周智敏、陆必应、宋千。《航天无线电测控原理与系 统》. 电子工业出版社.2008（3） [2]夏南银、张守信、穆宏飞.《航天测控系统》（第一版）. 国防教育出版社.2002（10）。
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一、航天测控系统概述
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1.1 航天系统和航天器简介
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航天测控系统
课程概况
遥控系统：遥控系统的功能是产生指令信息和注 入数据的编码，经上行无线电链路发向航天器，按任 务需要对航天器进行实时控制或（和）程序定时控制。 测量系统：测量系统的功能是获取航天器相对测 控天线的方向角、距离及径向速度等位置运动参数， 以确定航天器的运行轨道，并测控天线指向航天器， 建立天地无线电链路。
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4.1.1.2 双向多普勒测速系统
• • 1 定义： 双向多普勒测速又称询问式测速系统，通常由地面发射机、地面接 收机、发射天线、接收天线和飞行器上应答机组成。 • 2原理； • 它是将发射、接收设备置于同一测点上，发射机经天线向飞行器 发送频率高度稳定的信号，同时将这一信号送至地面接收机作为基准信 号。这个信号经飞行器应答机转发或飞行器反射返回到观测点。由于航 天器与测控站之间存在相对运动，地面接收设备接收到的返回信号的频 率就不同于发射信号的频率，将返回信号与基准信号比较即可得出信号 往返双程的多普勒频移（对应于飞行器到观测点间距离变化率的两倍）， 从而获得飞行器的径向速度。
径向速度简单地定义为目标运动平行于接收机径向的分量。 它是目标运动沿接收机径向的分量，既可以向着接收机，也可以 离开接收机。需要记住的是：
①径向速度总是小于或等于实际目标速度； ②由WSR-88D测量的速度只是目标向着或离开接收机的运动； ③当目标运动垂直于接收机向或静止时径向速度为零。
2 航天多普勒测速原理
4.1.1.2 单向多普勒测速系统
1定义： • 航天飞行器上的信标机发射连续已知标称频率，由地面 接收站测出其多普勒频率，这种系统就称为单向多普勒测速 系统。 2组成 由飞行器上的信标机（包括带恒温装置的晶体振荡器、 倍频器和功率放大器）和地面接收设备（包括接收天线、锁 相接收机、多普勒频移提取器和测速终端设备）组成。 3原理： 信标机向地面发射无线电信号，由地面天线接收，直接 测量飞行器到测控站间电波单程传播的多普勒频移，从而得 到距离变化，即径向速度数据。为了在飞行器接近和飞离 测控站过程中在终端设备不出现多普勒频移的零值和负值现 象，往往在实现多普勒频移提取时，人为地加入一个大于最 高多普勒频移的偏置频率，最后再从测量结果中减去这个频 率，得到真实的测速数据。这种系统的测量精度主要决定于 飞行器上信标机的频率稳定度。
f d f fT
R f c
1
T
4.4
X X R Y Y R Z Z R R X Y Z SR SR SR
4.5
V X 2Y 2 Z 2
2
4. 6
•多普勒测速系统有多种形式，按电磁波辐射源位置不同分 为单向和双向多普勒测速系统；按信号源发射的频率个数分 为单频和双频测速系统。
4.2 测距原理
无线电测距是一种基于电磁波应用技术的测距方法。由于电磁波的 传播速度为光速，时间计量单位为纳秒级，而我们的电子产品的响应时间 单位为毫秒级，高精器件的响应速度为微秒级，所以，我们不可能直接测 量出的电磁波的传播时间，除非测量的距离较远。 对于较近距的无线电测量，通常采用间接测量的方法来实现测量电 磁波在空气中的传播时间，进而根据光速换算出物体之间的距离。 无线电测距原理：测距系统的发射机发射一个设计适当的测距信号， 接收机接收并恢复收到噪声干扰、时间延迟了的测距信号回波，并从中提 取发射与接收信号之间的相对时延，从而确定目标与地面站之间的距离。
第四章 航天外测系统
航天测控系统作为一种测量手段，直 接输出导弹、航天器的速度、距离、角 度等参量，为了获得这些参量，不同体 制的系统采用不同的方法。 本章重点介绍统一载波测控系统中 速度、距离和角度测量的采用方法与技 术
4.1 航天测速 4.1.1多普勒效应与多普勒频移
1 多普勒效应( Doppler effect/Doppler shift),
对于航天飞行器来说距离远，由于脉冲雷达波的作用受到峰 值功率的限制，故在深空测距中都采用连续波（CW）测距， 目前应用最多的连续测距信号是侧音和伪码(PN）或者两者的 组合。
1842年奥地利物理学家 Christian Doppler 首先发现并加 以研究而得名的，内容为：由于波 源和接收者之间存在着相互运动而 造成接收者接收到的频率与波源发 出的频率之间发生变化。
多普勒频移（Doppler Shift）是多普勒效应在无线 电领域的一种体现。其定义为：由于发射机和接收机间的 相对运动，接收机接收到的信号频率将与发射机发出的信 号频率之间产生一个差值，该差值就是Doppler Shift。
一个例子是：当一辆紧急的火车（汽车）鸣着喇 叭以相当高的速度向着你驶来时，声音的音调（频率） 由于波的压缩（较短波长）而增加。当火车（汽车） 远离你而去时，这声音的音调（频率）由于波的膨胀 （较长波长）而减低。
2
多普勒频率与径向速度的关系
假设多普勒发射机发射脉冲的工作频率为fT，目标与发射机的 距离为R，则信号发往目标到返回天线所经过的距离为2R。这个距 离用波长来度量，相当 个波长；用弧度来衡量相当于 个 弧度。若所发射的电磁波在天线处的位相为 ，那么电磁波被散 射回到天线时的相位应是
位相的时间变化率
f d f fT R f T c
4.4
由于目标物的径向运动引起 的雷达回波信号的频率变化，它 就是多普勒频移或多普勒频率。
经向距离变化率或径向速度R的方向约定
对于一个运动的航天器，向着信号发射机运动或远离信 号发射机运动所产生的频移量是相同的，但符号不同：
当目标与发射机接近时为负，当目标与发射机彼此远离时为正
2 Nf 0 fd Rr c
4.14
3优点： 这种系统的测速数据不受信号源频率漂移的影响，地面频 标稳定度好，收发公用一个频标，所以双向测速系统的测速精 度比单向测速系统的要高。 4实现方法： 这种系统通常采用多站体制，如以设置在不同位置上的多 站接收设备同时接收飞行器转发或反射的信号，可得到多个距 离和变化率。两个距离和变化率相减可得到距离差变化率。