張新邦 曾海波 張錦江 李季蘇 牟小剛，2 朱志斌，2

1.北京控制工程研究所，北京100190

2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100190

系統(tǒng)仿真是通過對系統(tǒng)模型進(jìn)行試驗(yàn)來研究系統(tǒng)的技術(shù)。航天器仿真一般分為3類:數(shù)學(xué)仿真、半物理仿真和全物理仿真。

數(shù)學(xué)仿真又稱計算機(jī)仿真，是全部用數(shù)學(xué)模型代替實(shí)際系統(tǒng)進(jìn)行的系統(tǒng)仿真。除數(shù)學(xué)仿真之外，其他的仿真有硬件/實(shí)物在回路中，它們又分為半物理和全物理仿真，兩者的區(qū)別在于仿真試驗(yàn)中應(yīng)用的對象動力學(xué)模型種類不同［1］。如果應(yīng)用數(shù)學(xué)模型則是半物理仿真，應(yīng)用物理模型(又稱物理效應(yīng)模型)則是全物理仿真。

在航天器控制系統(tǒng)研制中，全物理仿真特別適合于對象動力學(xué)的數(shù)學(xué)模型不夠成熟，尚未確認(rèn)的場合。此時半物理仿真不能滿足要求，應(yīng)用全物理仿真對控制系統(tǒng)方案進(jìn)行驗(yàn)證是十分必要的。除了航天器控制系統(tǒng)全物理仿真，還有機(jī)械系統(tǒng)全物理仿真，如太陽電池翼等機(jī)構(gòu)展開的測試試驗(yàn)和交會對接中對接機(jī)構(gòu)的測試試驗(yàn)都應(yīng)用了全物理仿真技術(shù)。

由于地面受重力影響，物體在地面和太空的微重力環(huán)境中運(yùn)動規(guī)律不一樣。全物理仿真技術(shù)關(guān)鍵是如何在地面模擬在軌航天器的微重力環(huán)境，制造一個真實(shí)的微重力環(huán)境，或一個物理效應(yīng)等同微重力的環(huán)境。具體方法有:落塔法、拋物飛行法、懸吊法、氣懸浮法和水浮法［2］。

下面對模擬微重力環(huán)境的各種方法和應(yīng)用進(jìn)行分析介紹。

1 模擬微重力環(huán)境的方法

1.1 落塔法

如果一個物體只受到萬有引力，則物體所在的環(huán)境是一個微重力環(huán)境，俗稱失重環(huán)境，這也是地面制造真實(shí)微重力環(huán)境的唯一方法。落塔法是一個例子，通過在微重力塔中執(zhí)行自由落體運(yùn)動，從而產(chǎn)生微重力環(huán)境。

落塔法的特點(diǎn):

1)真實(shí)的微重力環(huán)境，可進(jìn)行三維空間的微重力試驗(yàn);2)精度高，為10-4～10-5g量級微重力環(huán)境;3)試驗(yàn)空間小，試驗(yàn)時間很短(幾秒時間)。

落塔法一般用于某些特定模型的研究驗(yàn)證，如航天器推進(jìn)劑儲箱的研制中，利用液體表面張力的板式流體管理裝置是當(dāng)前最先進(jìn)的空間流體管理裝置。研究中需要對微重力條件下儲箱內(nèi)流體行為的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行驗(yàn)證，這可以應(yīng)用落塔法［3］。試驗(yàn)示意圖見圖1。

圖1 微重力落塔試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖

圖中試驗(yàn)系統(tǒng)的核心是試驗(yàn)艙組件，其應(yīng)用了雙層套艙方式，內(nèi)外艙間抽真空，使內(nèi)艙得到10-5g量級甚至更優(yōu)的微重力水平。儲箱應(yīng)用了縮比模型，既縮小了試驗(yàn)裝置，又滿足了液體微重力條件下重定位時間要求。落艙從83m釋放平臺自由下落，可獲得3.6s的微重力時間。試驗(yàn)中利用高分辨率相機(jī)對液體的重定位過程進(jìn)行攝像，試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)學(xué)仿真的結(jié)果非常吻合，驗(yàn)證了數(shù)學(xué)模型的正確性。

1.2 拋物飛行法

飛機(jī)向上的自由拋物線飛行也產(chǎn)生微重力環(huán)境。相比落塔法有較長的試驗(yàn)時間。

圖2 拋物飛行法示意圖

拋物飛行法的特點(diǎn):1)真實(shí)的微重力環(huán)境，可進(jìn)行三維空間的微重力試驗(yàn);2)精度中等，為10-2～10-3g量級微重力環(huán)境;3)試驗(yàn)時間短(20～30s)，價格昂貴，風(fēng)險高。

拋物飛行法一般用于失重環(huán)境下航天員重要活動的培訓(xùn):如穿脫航天服、設(shè)備維護(hù)中身體精準(zhǔn)協(xié)調(diào)、艙外活動包括工藝技術(shù)作業(yè)等。

1.3 懸吊法

懸吊法主要是通過吊絲的垂直拉力來平衡物體自身重力?？梢允呛唵蔚囊痪S運(yùn)動，也可以在吊絲、滑輪、導(dǎo)軌、桁架的基礎(chǔ)上再采用隨動恒張力控制，則可以進(jìn)行三維空間試驗(yàn)。

懸吊法的特點(diǎn):1)不是真實(shí)的微重力環(huán)境，可進(jìn)行三維空間試驗(yàn);2)精度較低，價格相對便宜。

此方法一般用于航天器機(jī)械系統(tǒng)仿真試驗(yàn)，如太陽電池翼展開測試、天線展開測試、對接機(jī)構(gòu)測試等試驗(yàn)和一些低重力(如模擬月面重力)環(huán)境模擬試驗(yàn)。

1.4 氣懸浮法

氣懸浮法是利用壓縮空氣使物體浮起，壓縮空氣的托舉力與物體重力抵消來實(shí)現(xiàn)微重力環(huán)境模擬的一種方法。實(shí)現(xiàn)內(nèi)容有氣浮平臺和氣浮轉(zhuǎn)臺。氣浮平臺是在高精度水平平面上用氣墊浮起能進(jìn)行二自由度水平平動和一自由度轉(zhuǎn)動的試驗(yàn)臺。氣浮轉(zhuǎn)臺是采用氣浮軸承的轉(zhuǎn)臺，可以是單軸轉(zhuǎn)臺或三軸轉(zhuǎn)臺。由于氣墊簿膜的摩擦力小，系統(tǒng)的干擾力/力矩小，相比懸吊法精度有很大提高，廣泛應(yīng)用于姿態(tài)控制系統(tǒng)全物理仿真。

氣懸浮法的特點(diǎn):1)不是真實(shí)的微重力環(huán)境;2)系統(tǒng)干擾力/力矩小，精度高。

1.5 水浮法

水浮法是通過水的浮力來抵消物體重力的影響。但水對運(yùn)動物體的阻力影響了試驗(yàn)性能。

水浮法的特點(diǎn):1)不是真實(shí)的微重力環(huán)境，能實(shí)現(xiàn)三自由度平動和三自由度轉(zhuǎn)動;2)運(yùn)動阻力大，一般應(yīng)用于航天員的運(yùn)動培訓(xùn)試驗(yàn)。

2 航天器機(jī)械系統(tǒng)全物理仿真

航天器是一種特殊的產(chǎn)品，對產(chǎn)品的可靠性要求極高。在研制過程中，一些重要的機(jī)構(gòu)進(jìn)行地面測試時需要應(yīng)用全物理仿真技術(shù)。

2.1 太陽電池翼展開和天線展開測試試驗(yàn)

如果太陽電池翼展開失敗，航天器將因沒有能源而徹底報廢，所以在地面應(yīng)用微重力模擬方法進(jìn)行太陽電池翼展開試驗(yàn)是十分必要的。圖3為我國“北斗”導(dǎo)航衛(wèi)星應(yīng)用懸吊法在地面進(jìn)行太陽電池翼展開試驗(yàn)［4］。圖4為歐空局應(yīng)用懸吊法進(jìn)行大型天線展開試驗(yàn)［2］。

圖3 “北斗”導(dǎo)航衛(wèi)星應(yīng)用懸吊法進(jìn)行太陽電池翼展開試驗(yàn)

圖4 歐空局應(yīng)用懸吊法進(jìn)行大型天線展開試驗(yàn)

2.2 航天器對接機(jī)構(gòu)動態(tài)測試

航天器空間對接離不開對接機(jī)構(gòu)。對接過程中對接機(jī)構(gòu)要完成緩沖、補(bǔ)償初始偏差、捕獲、校正拉緊等基本作業(yè)。對接機(jī)構(gòu)的設(shè)計與對接前兩航天器相對速度或沖擊強(qiáng)度的情況密切有關(guān)，對接過程可分為強(qiáng)沖擊對接(硬對接)和弱沖擊對接(軟對接)兩種。強(qiáng)沖擊對接的特點(diǎn)是依靠航天器之間的撞擊實(shí)現(xiàn)捕獲，然后使用緩沖器將剩余能量吸收。本文討論的是強(qiáng)沖擊對接情況。

對接機(jī)構(gòu)的研制過程必須經(jīng)受專門的對接動力學(xué)試驗(yàn)，這又可分為半物理仿真和全物理仿真，本文討論對接機(jī)構(gòu)的全物理仿真試驗(yàn)技術(shù)，也稱為對接全物理仿真技術(shù)。

前蘇聯(lián)在研制異體同構(gòu)周邊式對接機(jī)構(gòu)時應(yīng)用了圖5所示的懸吊法試驗(yàn)設(shè)備［5］。其中2個飛船(“阿波羅”飛船和“聯(lián)盟號”飛船)的模型要求具有和真實(shí)飛船同樣的質(zhì)量和轉(zhuǎn)動慣量。對接機(jī)構(gòu)是真實(shí)的部件，并1:1的安裝在飛船模型上。吊索通過飛船模型的質(zhì)心。

圖5 前蘇聯(lián)應(yīng)用懸吊法的對接全物理仿真示意圖

也可以應(yīng)用氣懸浮法進(jìn)行試驗(yàn)［6］(見圖6)。這種方法基于5自由度試驗(yàn)臺，此試驗(yàn)臺由氣浮平臺和滾動俯仰轉(zhuǎn)動裝置(簡稱轉(zhuǎn)動裝置)組成。氣浮平臺有2個平動自由度和1個轉(zhuǎn)動(偏航)自由度;轉(zhuǎn)動裝置用機(jī)械軸承組成，有滾動和俯仰2個轉(zhuǎn)動自由度，總共有5個自由度。轉(zhuǎn)動裝置固定于氣浮平臺上，試驗(yàn)用負(fù)載安裝于轉(zhuǎn)動裝置上，負(fù)載包括一個主梁、若干個質(zhì)量慣量模擬件和一個對接機(jī)構(gòu)，要求負(fù)載的長度、質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量都和真實(shí)航天器一樣。對接的全物理仿真需要2個安裝了負(fù)載的5自由度試驗(yàn)臺。

相比懸吊法，氣浮法提高了對接初始條件控制精度和捕獲、緩沖校正的動力學(xué)仿真精度，并解決了原來無法仿真分離過程的難題。圖7為我國應(yīng)用氣懸浮法的對接全物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)［7］。

2.3 月面巡視器低重力模擬試驗(yàn)

月面巡視器低重力((1/6)g)模擬試驗(yàn)［8］應(yīng)用了懸吊法，其低重力模擬精度優(yōu)于5‰。

圖6 應(yīng)用氣懸浮法的對接全物理仿真試驗(yàn)示意圖

圖7 我國應(yīng)用氣懸浮法的對接全物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)

3 航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)全物理仿真

3.1 氣浮轉(zhuǎn)臺

航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)全物理仿真設(shè)備主要應(yīng)用氣浮轉(zhuǎn)臺，具體有單軸氣浮轉(zhuǎn)臺和三軸氣浮轉(zhuǎn)臺。

3.1.1 單軸氣浮轉(zhuǎn)臺

單軸氣浮轉(zhuǎn)臺僅有一個鉛垂轉(zhuǎn)動自由度，結(jié)構(gòu)如圖8 所示［9］。

圖8 單軸氣浮臺結(jié)構(gòu)示意圖

氣浮轉(zhuǎn)臺作為動力學(xué)物理模型的主要體現(xiàn)者，關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)之一是干擾力矩。單軸氣浮轉(zhuǎn)臺的干擾力矩在臺體轉(zhuǎn)動360°范圍內(nèi)為(4～15)×10-4N·m。

3.1.2 三軸氣浮轉(zhuǎn)臺

球軸承懸浮在球窩內(nèi)，使球軸承有三軸方向的角運(yùn)動，由此可研制出三軸氣浮轉(zhuǎn)臺。圖9所示是俄羅斯薩瑪拉中央專門設(shè)計局的“矢量號”三軸氣浮轉(zhuǎn)臺結(jié)構(gòu)示意圖［9］。

三軸氣浮臺的臺體要求結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，安裝負(fù)載后結(jié)構(gòu)不變形。氣浮臺應(yīng)有自動調(diào)平衡系統(tǒng)。一般大型三軸氣浮臺鉛垂軸干擾力矩小于0.0025N·m(360°范圍內(nèi))，水平兩軸干擾力矩小于0.01N·m(±17.5°范圍內(nèi))。

3.2 航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)全物理仿真應(yīng)用

3.2.1 撓性結(jié)構(gòu)衛(wèi)星姿態(tài)控制技術(shù)研究

隨著航天技術(shù)發(fā)展，大型撓性結(jié)構(gòu)衛(wèi)星的控制技術(shù)已成為一項(xiàng)重要的研究課題，全物理仿真的目的主要是模型和控制技術(shù)研究驗(yàn)證。

試驗(yàn)應(yīng)用單軸氣浮臺和1或2個撓性功能模板，將模板一端自由，一端固定在氣浮臺上，以模擬衛(wèi)星的撓性附件。圖10所示是單太陽電池翼衛(wèi)星姿態(tài)控制仿真系統(tǒng)［10］。臺上冷氣噴嘴產(chǎn)生驅(qū)動氣浮臺轉(zhuǎn)動的力矩，激發(fā)或控制撓性功能模板的振動。應(yīng)用此類仿真系統(tǒng)，可以對衛(wèi)星以“動量輪+噴氣”為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的各種控制律(變結(jié)構(gòu)主動控制、非線性滑動模態(tài)控制等)進(jìn)行撓性結(jié)構(gòu)振動抑制和大角度機(jī)動全物理仿真試驗(yàn)［11-12］。

圖9 俄羅斯“矢量號”三軸氣浮臺結(jié)構(gòu)示意圖

圖10 撓性結(jié)構(gòu)衛(wèi)星全物理仿真系統(tǒng)示意圖

3.2.2 多體衛(wèi)星高性能復(fù)合控制全物理仿真

大尺寸天線和太陽電池翼的出現(xiàn)，提出了多體衛(wèi)星的概念。一個復(fù)雜多體衛(wèi)星上有多個大型天線，其中用于星間鏈路的天線始終要指向用戶星。隨著用戶星的軌道運(yùn)動，要求天線不斷進(jìn)行精確捕獲、跟蹤、回掃等轉(zhuǎn)動運(yùn)動，即衛(wèi)星要增加天線指向用戶星的控制，實(shí)現(xiàn)對衛(wèi)星姿態(tài)控制回路和天線跟蹤指向控制回路的復(fù)合控制。

高性能復(fù)合控制使原有數(shù)學(xué)模型不能滿足要求，需要:1)對天線運(yùn)動系統(tǒng)尤其關(guān)鍵部件-天線驅(qū)動機(jī)構(gòu)(GDA)建立精確模型;2)研究復(fù)雜多體衛(wèi)星的整星動力學(xué)模型;3)應(yīng)用全物理仿真技術(shù)驗(yàn)證模型和高性能復(fù)合控制方案。

為了保證仿真試驗(yàn)精度(減少干擾力矩)，試驗(yàn)中采用單軸氣浮臺模擬衛(wèi)星的俯仰運(yùn)動。氣浮臺上安裝了星載控制計算機(jī)、陀螺、飛輪、冷氣噴氣裝置、天線驅(qū)動機(jī)構(gòu)(GDA)、太陽電池翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)及其撓性模擬負(fù)載。同時氣浮臺旁有一花崗巖平臺，GDA的模擬負(fù)載通過氣墊安放在這花崗巖平臺上［10，13］(見圖11)。

圖11 多體衛(wèi)星復(fù)合控制全物理仿真系統(tǒng)示意圖

試驗(yàn)證明天線的運(yùn)動對星體的影響是巨大的，無論是回掃模式還是掃描搜索模式，星體和天線的動力學(xué)耦合非常明顯，數(shù)據(jù)顯示的耦合程度與數(shù)學(xué)仿真結(jié)果基本一致。同時，天線柔性鏈的撓性也在試驗(yàn)中得到充分體現(xiàn)，尤其在某一特定頻率激勵情況下，臺體和天線會出現(xiàn)共振，這一現(xiàn)象在數(shù)學(xué)仿真中也會出現(xiàn)。試驗(yàn)驗(yàn)證了數(shù)學(xué)模型和衛(wèi)星控制系統(tǒng)方案。

3.2.3 大型航天器控制力矩陀螺全物理仿真

控制力矩陀螺(特別是單框架控制力矩陀螺，簡稱SGCMG)作為大型航天器姿態(tài)控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，在國際上已得到廣泛應(yīng)用。

SGCMG在實(shí)際應(yīng)用中需要根據(jù)任務(wù)要求組成各種構(gòu)型，構(gòu)成大型航天器姿態(tài)控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。SGCMG系統(tǒng)又存在嚴(yán)重的奇異現(xiàn)象，在系統(tǒng)設(shè)計中必須考慮奇異規(guī)避問題、失效操縱問題和角動量管理優(yōu)化問題。上述3個問題相互影響，共同決定SGCMG系統(tǒng)的組成、操縱律和具體實(shí)現(xiàn)。SGCMG系統(tǒng)的復(fù)雜程度遠(yuǎn)高于飛輪系統(tǒng)，除了理論研究和數(shù)學(xué)仿真，進(jìn)行SGCMG系統(tǒng)的全物理仿真是十分必要的，尤其是首次應(yīng)用于實(shí)際的大型航天器姿態(tài)控制前，需要在大型三軸氣浮臺上進(jìn)行試驗(yàn)［10，14］(見圖12)。

3.2.4 空間機(jī)器人協(xié)調(diào)控制全物理仿真

為減小機(jī)械手運(yùn)動對衛(wèi)星本體的干擾，空間機(jī)器人需要采用協(xié)調(diào)控制方法，其全物理仿真應(yīng)用了三自由度氣浮臺［15］。

4 航天器微重力環(huán)境特點(diǎn)

氣懸浮法等方法模擬的是零重力環(huán)境，即認(rèn)為空間各點(diǎn)的重力都為0，這是微重力環(huán)境的簡化模型。下面以軌道系為參考系，從靜態(tài)和動態(tài)兩方面來討論微重力環(huán)境的特點(diǎn)，以得到更精確的模型。

4.1 微重力環(huán)境中的重力加速度

假設(shè)地球是一個質(zhì)量均勻的球體，忽略其它天體對航天器的引力作用，航天器運(yùn)行于半徑為r的圓軌道。以航天器質(zhì)心為原點(diǎn)作軌道坐標(biāo)系Oxoyozo，Ozo指向地心，Oxo指向速度方向。

設(shè)質(zhì)量為m的物體在zo軸的p點(diǎn)，受到地球引力為fa，慣性離心力為fI，重力為fg，重力加速度為ag。以上的力和加速度方向平行于zo軸，正方向?yàn)閦o軸正方向。有:

圖12 大型航天器單框架控制力矩陀螺系統(tǒng)全物理仿真示意圖

重力是地球引力和慣性力的合力，物體在p點(diǎn)的重力和重力加速度分別為:

可見，zo軸的原點(diǎn)處重力加速度為0，其余各處重力加速度方向平行于zo軸，大小隨zo軸變化，變化率為3 ω2，也可以認(rèn)為zo軸上重力加速度值的梯度為 3 ω2。

研究表明［16］，只要航天器質(zhì)量分布是非對稱的，都將受到重力梯度力矩作用，其大小主要與ω2成正比，與主慣量差成正比。所以重力梯度穩(wěn)定衛(wèi)星設(shè)計成啞鈴形，使其最小慣量軸指向地垂線方向。月球的一面總是朝向地球就是重力梯度力矩穩(wěn)定其姿態(tài)的一個例子。

懸浮法等方法模擬的是零重力環(huán)境，由于沒有重力梯度的物理模型，無法進(jìn)行重力梯度穩(wěn)定衛(wèi)星控制系統(tǒng)等一類問題的全物理仿真。

4.2 航天器微重力環(huán)境中的動力學(xué)模型

假設(shè)地球是一個質(zhì)量均勻的球體，忽略其它天體對航天器的引力作用，航天器運(yùn)行于半徑為r的圓軌道。當(dāng)一個質(zhì)量為m的物體與航天器的距離遠(yuǎn)小于r，可推導(dǎo)出物體在軌道系中運(yùn)動的動力學(xué)模型即希爾方程如下［17］:

式中，fx，fy，fz分別為物體軌道控制推力在坐標(biāo)系各軸的分量。

此方程描述了在軌道控制推力作用下臨近航天器之間的相對運(yùn)動規(guī)律，是研究近距離交會的重要工具，同時也是航天器微重力環(huán)境中更精確的動力學(xué)數(shù)學(xué)模型。應(yīng)用此方程可方便地求出微重力環(huán)境中各點(diǎn)的重力加速度，可推導(dǎo)出一個航天器在無控狀態(tài)下繞另一個航天器作橢圓等運(yùn)動。

5 結(jié)束語

1)航天器全物理仿真的特點(diǎn)是對象動力學(xué)應(yīng)用了物理模型，關(guān)鍵技術(shù)是如何在地面模擬微重力環(huán)境，實(shí)現(xiàn)的方法主要應(yīng)用氣懸浮法和懸吊法;

2)航天器機(jī)械系統(tǒng)全物理仿真有太陽電池翼及天線展開測試和對接機(jī)構(gòu)測試試驗(yàn)等;

3)航天器控制系統(tǒng)全物理仿真特別適合于對象動力學(xué)的數(shù)學(xué)模型不夠成熟尚未確認(rèn)的場合，通過全物理仿真對動力學(xué)模型和控制系統(tǒng)方案進(jìn)行研究驗(yàn)證。減小氣浮轉(zhuǎn)臺干擾力矩是提高全物理仿真技術(shù)的關(guān)鍵;

4)在姿態(tài)穩(wěn)定度極高的超靜衛(wèi)星研究中，各類微振動源模型和振動抑制技術(shù)將是航天器全物理仿真技術(shù)研究中新的重要內(nèi)容;

5)零重力環(huán)境是航天器微重力環(huán)境的簡化模型，希爾方程是更精確的動力學(xué)模型。

［1］ 張新邦.航天器半物理仿真應(yīng)用研究［J］.航天控制，2015，33(1):77-83.(Zhang Xinbang.The research on application of hardware in the loop simulation for spacecraft［J］.Aerospace Control，2015，33(1):77-83.)

［2］ 齊乃明，張文輝，高九州，霍明英.空間微重力環(huán)境地面模擬試驗(yàn)方法綜述［J］.航天控制，2011，29(3):95-100.(Qi Naiming，Zhang Wenhui，Gao Jiuzhou，Huo Mingying.the primary discussion for the ground simulation of spatial microgravity［J］.Aerospace Control，2011，29(3):95-100.)

［3］ 莊保堂，李永，潘海林，等.微重力環(huán)境下導(dǎo)流葉片流體傳輸速度的試驗(yàn)研究［J］.空間控制技術(shù)與應(yīng)用，2012，38(6):1-5.(Zhuang Baotang，Li Yong，Pan Hailin，et al.Expreiment investigation on transportation velocity of the fluid on propellant acquisition vanes under microgravity environment［J］.Aerospace Control and Application，2012，38(6):1-5.)

［4］ 曹沖，李冬航，陳勖.“北斗”產(chǎn)業(yè)化與新興智能信息產(chǎn)業(yè)研究［J］.國際太空，2012(4):12-18.(Cao Chong，Li Donghang，Chen Mao.The Research on newly intelligent information industry and“BEIDOU”industrialization［J］.Space International，2012(4):12-18.)

［5］ 婁漢文，曲廣吉，劉濟(jì)生，等.空間對接機(jī)構(gòu)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，1992.(Lou Hanwen，Qu Guangji，Liu Jisheng，et al.Space Docking Mechanism［M］.Aeronatical Industry Press，Beijing，1992.)

［6］ 張新邦，劉慎釗.航天器交會對接仿真技術(shù)［J］.'07全國仿真技術(shù)學(xué)術(shù)會議論文集，綿陽，2007:101-104.(Zhang Xinbang，Liu Shenzhao.Spacecraft RVD Simulation Technique［C］.'07 China Simulation Technology Conference Proceedings，2007:101-104)

［7］ 周建平.空間交會對接技術(shù)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2013.(Zhou Jianping.Space Rendezvous and Docking Technology［M］.National Defense Industry Press，Beijing，2013.)

［8］ 賈陽，申振榮，龐彧，等.月面巡視探測器地面試驗(yàn)方法與技術(shù)綜述［J］.航天器環(huán)境工程，2014，31(5):464-468.(Jia Yang，Shen Zhenrong，Pang Yu，et al.A Review of field test methods and technologies for lunar rover［J］.Spacecraft Environment Engineering，2014，31(5):464-468.)

［9］ 劉良棟，劉慎釗，孫承啟，等.衛(wèi)星控制系統(tǒng)仿真技術(shù)［M］.北京:宇航出版社，2003.(Liu Liangdong，Liu Shenzhao，Sun Chengqi，et al.Simulation Technology for Satellite Control System ［M］.Astronautics Press，Beijing，2003.)

［10］ 李季蘇，于家源，牟小剛，張錦江.衛(wèi)星控制系統(tǒng)全物理仿真［J］.'03全國仿真技術(shù)學(xué)術(shù)會議論文集，北海，2003:296-299.(Li Jisu，Yu Jiayuan，Mu Xiaogang，Zhang Jinjiang.Physical Simulation for Satellite Control System［C］.'03 China Simulation Technology Conference Proceedings，2003，296-299.)

［11］ 周軍，李季蘇，牟小剛.撓性衛(wèi)星振動抑制的變結(jié)構(gòu)主動控制方案及實(shí)驗(yàn)研究［J］.航天控制，1996，14(4):1-6.(Zhou Jun，Li Jisu，Mu Xiaogang.Variable structure active vibration control and experiment research for flexible satellites［J］.Aerospace Control，1996，14(4):1-6.)

［12］ 王曉磊，吳宏鑫，李智斌.撓性航天器非線性滑動模態(tài)控制和實(shí)驗(yàn)研究［J］.宇航學(xué)報，2001，22(6):50-56.(Wang Xiaolei，Wu Hongxin，Li Zhibin.The nonlinear sliding mode control and experiment research for flexible spacecraft［J］.Journal of Astronautics，2001，22(6):50-56.)

［13］ 張新邦，曾海波，胡海霞.航天器GNC系統(tǒng)仿真技術(shù)若干新進(jìn)展［J］.第六屆中國系統(tǒng)建模與仿真技術(shù)高層論壇論文集，北京，2011.(Zhang Xinbang，Zeng Haibo，Hu Haixia.Some New Progress in the Simulation Technique for Spacecraft GNC System［C］.The Sixth China Modeling＆Simulation Technology High Level Conference Proceedings，Beijing，2011.)

［14］ 張錦江，牟小剛，李季蘇.大型航天器單框架控制力矩陀螺系統(tǒng)全物理仿真［J］.系統(tǒng)仿真學(xué)報，2002，14(3):394-397.(Zhang Jinjiang，MU Xiaohang，Li Jisu.Full Physics Simulation for Large Spacecraft Single Gimbal Control Moment Gyro System［J］.Journal of System Simulation，2002，14(3):394-397.)

［15］ 王穎，韓冬，劉濤.空間機(jī)器人協(xié)調(diào)控制全物理仿真設(shè)計與驗(yàn)證［J］.空間控制技術(shù)與應(yīng)用，2015，41(2):30-35.(Wang Ying，Han Dong，Liu Tao.The Design and Verification of Experiment System for Cooperative Control of Space Robot［J］.Aerospace Control and Application，2015，41(2):30-35.)

［16］ 屠善澄，陳義慶，鄒廣瑞，等.衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)與控制［M］.北京:宇航出版社，2001.(Tu Shencheng，Chen Yiqing，Zou Guangrui，et al.Satellite Attitude Dynamics and Control［M］.Beijing:Astronautics Press，2001.)

［17］ 楊嘉墀，呂振鐸，孫承啟，等.航天器軌道動力學(xué)與控制［M］.北京:宇航出版社，2002.(Yang Jiachi，Lv Zhenduo，SUN Chengqi，et al.Spacecraft Obit Dynamics ang Control［M］.Beijing:Astronautics Press，2002.)