空间飞行器总体设计
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空间飞行器总体设计范文第1篇
【关键词】四旋翼 PSoC Kinect 手势识别
四旋翼无人机是一种体型较小、无人驾驶的飞行器，能够在空间实现自主飞行或者遥控飞行，并且能执行一定任务。此类飞行器其有效载荷空间较大，可完成的任务效率及可靠性高，在地形勘测、电力巡线、灾情救援等多个领域逐渐显示出了巨大的应用价值。
对于复杂环境下工作的四旋翼飞行器需要人工的控制，而以手势识控制四旋翼飞行器，使得飞行器的操作更加的简单灵活。2010年11月Kinect正式发售，微软此后优化了硬件组件了Kinect for Windows硬件，使其更适合PC机使用，本设计基于Kinect手势识别并跟踪人的手部方位信息实现对四旋翼飞行器控制，如同握在手中的飞行器任意摆弄它的姿态飞行，同时本设计的实现平台对后期复杂体感控制算法的研究，提供了一个良好的开发平台。
1 系统的总体设计方案
系统的总体设计方案分为个三部分，所示。分别为PSoC四旋翼飞行器、PSoC无线基站和PC与Kinect的手势数据采集及处理单元。本设计中采用基于PSoC的无线基站作为信息传递的中介，PC机通过Kinect捕获“手势”的三维坐标信息，通过数据融合处理后转换成四旋翼的姿态控制信息，然后将控制信息通过串口传送至PSoC无线基站，通过无线基站实现对飞行器的控制。
2 飞行器设计
四旋翼飞行器设计与制作部分是本设计的基础平台。飞行控制器以PSoC5为核心处理单元，通过I2C总线采集MPU6050加速计陀螺仪传感器、HMC5883磁场计和SM5611气压计的实时测量数据，经过PSoC内部卡尔曼滤波器进行数据筛选，融合PID控制器的控制效果完成四旋翼对飞行器的姿态控制。四旋翼飞行控制器通过无线模块NRF24L01将获得的控制命令经过处理，得到对无刷电机的控制信号，实现无线命令对飞行器的姿态控制效果。同时PSoC5时刻检测电池电压，若设定值小于9.45V时发出提示信号。为了选择合适的参数，增设蓝牙模块可以直接连接在有蓝牙的上位机上来修正和观测飞行器获得的动态参数。
3 系统的硬件设计
飞行控制器在硬件设计方面考虑到四旋翼飞行器的载荷、体积、姿态控制等复杂因素，可得出飞行控制器硬件设计的总体要求包括以下几方面：
（1）电池组供电，飞行器机载电子设备的功耗要低；
（2）飞控板体积小重量轻，机体总重量必须小于四旋翼无人直升机的有效载荷；
（3）无线通讯误码率低或者为零、实时性要高，保证传输信息的准确性和及时性；
（4）飞行控制器运算速度足够快，控制输出精度高，稳定性好；
（5）飞行控制系统要求有良好的扩展性，便于以后系统的升级和扩展新的功能；
（6）控制器设备抗干扰能力强，如抗电磁干扰、抗震动干扰等；
以上几点要求为设计飞行控制系统的硬件提供了一个参考标准考。为此本设计采用比较成熟的、可继承性的和可借鉴的技术和元器件。
4 系统软件设计
PSoC Creator集成开发环境带有创新性的图形化设计编辑器，构成独特而强大的硬件/软件协同设计环境。本设计用到了很多模块化的程序流程图。然后按照流程逻辑来完成编程设计，通过仿真和实际操作运行来进行验证，按流程逻辑来分析问题所在，这样可以有效的节省系统开发时间和提高开发效率。
Kinect手势控制飞行器姿态基本的步骤：
（1）Kinect视频数据获取及上位机显示；
（2）数据处理及用户标定；
（3）手势跟踪和手势信息捕获；
（4）手势信息处理；
（5）四旋翼姿态控制信息拟合；
（6）串口数据发送；
（7）无线基站控制四旋翼姿态运动。
在完成整个手势识别系统设计之前，怎样来获取Kinect的数据信息，并处理为可观测的数据信息，是最基本的操作。
Kienct XBOX360是在Windows环境下开发的三维视频传感器。本设计通过Visual Studio 建立手势识别MFC应用程序工程，来获取手势信息控制四旋翼飞行器的姿态，其基本原理框图如图1所示。Kinect必须要设置彩色图像和深度图像的分辨率为 ，此时数据传输帧为每秒30帧数据。
5 设计总结
本设计成功实现了手势可控四旋翼飞行器的硬件和软件设计。通过PSoC Creator创建飞行控制器的项目工程，最终实现基于PSoC的四旋翼飞行器。为了实现手势控制四旋翼飞行器，设计中在Visual Studio2010和OpenCV及OpenNI环境下创建Kinect手势识别及其串口数据传输工程。在应用程序中将获得的手的三维坐标信息通过串口发送到无线基站，通过无线基站实现“手势”对飞行器的控制，最后通过将各块代码进行整合，完成了系统的设计与验证。
参考文献
[1]李尧.四旋翼飞行器控制系统设计[D].大连：大连理工大学，2013.
[2]吴国斌，李斌，阎冀洲.Kinect人机交互开发实践[M].人民邮电出版社，2013.
空间飞行器总体设计范文第2篇
理及其被用于测距、测速、测角和姿态测量的具体实现方案。
关键词空间交会对接;激光雷达;激光应用;激光测量
在航天器与空间站的交会和对接过程中,一般将空间站称为“目标飞行器”,是被动的;将航天
器称为“追踪飞行器”,是主动的。交会对接过程分为如图1所示的三个阶段[1]。
图1交会对接飞行阶段的划分
追踪飞行器进入轨道后,在GPS导引和地面的遥控下,在距离目标飞行器约100km处捕获到
目标飞行器,并开始确定测量信息和与目标飞行器建立通信联系,转入自动寻的阶段。可见,飞行器
要进行空间对接必须先进行交会(100km～10m),然后进行对接(10～0m)。空间交会对接不仅
在理论上,而且在技术上都是相当复杂的。特别是交会对接测量系统和敏感器的研究在当前和今后
一段时间都是一个关键研究课题。
自主交会对接范围为100km～0m,国外通常的做法是采用微波雷达(100km～200m)、激光雷
达(20km～10m)、光学成象敏感器(200～3m)和对接敏感器(10～0m)四种不同敏感器完成全过
程交会对接测量任务。虽然这些敏感器在一定程度上互为备份,提高了测量系统的可*性。但是这
种测量系统结构复杂,在目标飞行器还必须装有应答机。为了捕获目标飞行器和测量相对姿态,一
般还装有多部天线,整个测量系统敏感器种类多、投资大,设备比较复杂,重量和体积较大,功耗较
高。所以美国、俄罗斯、欧洲空间局及日本等都在发展激光交会雷达,其别发展用于几十km至
0m的复合式激光雷达。这种交会雷达测量精度高、功耗小,体积也较小。
本文从理论和实验两方面入手,研究空间交会对接中的激光交会雷达系统,揭示应用于此领域
的微波和激光交会雷达的优缺点和差异,有助于系统的研制和提高交会对接的可*性。
1国外研究概况、水平和发展趋势
美国在60年代初期首次为“双子星座计划”研制微波交会雷达,作用范围为450km～150m,可
以测出目标航天器的方位角、仰角和距离与速率,并可以数字形式送入导航计算机。在阿波罗飞船
进行登月舱和指令服务舱交会对接时,采用X波段单脉冲比幅连续波雷达。美国航天飞机的交会雷
达是Ku波段脉冲多普勒雷达,并且具有通信收发功能,以时分方式工作。70年代美国成功研前已
经在进行激光交会雷达和光学敏感器等自主交会对接测量设备的研制。前苏联交会对接测量系统
基本上采用无线电测量设备———微波雷达,有时也采用闭路电视系统,能在屏幕上给出前方飞行器
沿滚动轴的方向图像。为使对接系统更加完善,并且具有更高技术性能,前苏联也将激光技术用于
空间交会对接,重点发展激光交会雷达。欧洲空间局虽至今尚未实现在轨交会对接,但从80年代初
就开始研究自主交会对接测量技术和敏感器,其中中短程采用激光雷达,目前正在研制激光交会雷
达。80年代后期日本也开始研制交会对接测量系统和敏感器,主要是扫描式激光雷达。可见,微波
雷达作为远距离交会测量手段比较适合,而在中近距离上采用激光交会雷达则优于微波雷达。
由于近期激光技术的继续发展,采用大功率半导体激光器和改进扫描机构性能,提高跟踪精度
以及在目标飞行器上设置协作目标,从而使复合式激光雷达作为交会对接全过程的测量敏感器成为
了可能。目前这些敏感器大部分还在试验和研制阶段。
表1给出了80年代以来交会对接激光雷达敏感器一览表。
表1激光雷达在空间交会对接中的应用一览表
系统名称报道时间作用距离工作方式
激光对接系统美国约翰逊空间中心1986
年报道
远距离
22km～110m
近距离
100～0m
CW半导体激光器作为光源,光
电二极管作为接收器件,检流计
式扫描装置,姿态测量由PSD和
Wallstion棱镜来完成
多目标和单目标定
向敏感器
NASA1986年报道
多目标100～6m
单目标测量6～0m
析象管为接收器件,相位式测
距,远距离用析象管测角
用于空间交会对接
的扫描激光雷达
日本东京宇航研究所1987
年报道
远距离
20km～200m
近距离
200～0m
CW-GaAlAs激光二极管作光
源,硅APD构成四象限检测器
用作接收器件,利用相位法测
距,用检流计扫描装置
用于自主交会对接
的光电敏感器
德MBB公司1983年报道
20km接近CW-GaAlAs半导体激光器作为
光源,硅APD作接收器件,检流计
扫描装置,姿态测量由CCD完成。
用于交会对接跟踪
激光雷达
日本电气、三菱电机公司
1989年报道
30km～0.2m
近距离CCD成象
GaAs激光二极管,四象限检测
器和CCD成象,音频测距。
交会对接光学敏感
器系统
日本NASDA公司1995年
报道
600～0.3m半导体激光连续测距
CCD成象
有源传感器用于空
间交会对接[2]
美国NASA
1997年报道
110～0m
仰角±8°
方位角±10.5°
850nm半导体激光器脉冲照射,目
标安装角反射器,CCD成象检测。
目前美、俄所实现的空间交会对接都需要宇航员的手动介入,而在未来的许多太空任务如卫星
服务计划、空间站自动补给、深空探索、无人飞船等,则需要无人式的自主交会对接[3]。因此美、俄、
日及欧洲空间局都在发展自主自动交会对接测量系统,特别是复合式激光雷达测量系统。
80年代以来,我国激光雷达技术获得了显著的发展,取得了许多科研成果,基本建立了激光测
距、测速、定位和成像等理论模型和实验系统,完全可以将激光技术应用于我国不久将进行的无人自
主空间交会对接。
448电子科技大学学报第28卷
2激光雷达在空间交会对接中的应用
在实际的空间交会对接中,当相对距离大于100m时,航天员可通过机载微波交会雷达和潜望
镜来获得两航天器之间的相对位置。随着两航天器的逼近,当相对距离小于100m时,由于硬件的
限制,微波雷达不能为最后逼近提供足够精度的测量信息。由于激光本身的波束窄、相干性好、工作
频率高等优点,激光雷达能在交会阶段直到对接的整个过程(20km～0m)中提供高精度的相对距
离、速度、角度和角速度的精确测量,因此它既能用于目前的自动寻的、接近和最后的手动逼近操作
过程,又能为未来无人交会对接任务提供自主导航的扩展功能。
2.1激光雷达系统的组成
激光雷达一般由下列部分组成:激光源、发射与接收光路、信号处理、扫描跟踪机构、目标反射器
和检测器等[4,6]。激光雷达系统的组成如图2所示。
图2激光雷达系统
扫描跟踪机构可完成大角度的光束偏转,从而使雷达能在较大范围内扫描、捕获、最后跟踪目标
飞行器。这种机构大都由两自由度框架组成,框架上固定了反射镜,使光束偏转。由于偏转对象是
光束,所以机构可作得十分精巧、细致,不象微波雷达随动跟踪天线那样笨重复杂。
目标反射器安装在目标飞行器上,一般用角反射器三个相互垂直的反射镜组成),从而使目标反
射器将雷达天线射出的光束按原方向反射回去。此时目标的位置和姿态信息由激光雷达光学接收
天线接收,然后进行检测和数据处理。
2.2在空间交会对接中的激光雷达工作原理
激光雷达的测距、测速和测角原理与微波雷达基本相同[6]。因此用于空间交会对接的激光雷达
包含连续波测距器和位置敏感器两个部分[4,7]。这两部分通过共用光学装置混合起来,其光学系统
工作原理和传输波形如图3所示。
图3距离敏感器的工作原理
用激光二极管分别发射测量距离和位置
的激光光束,经极化混合光学系统,进入目标
反射器,然后光束再反射出来,经分光到距离
和位置接收器。为了区别测距和测位置信
息,分别把光信号调制在f1和f2,其中测距
工作频率f1为几MHz到几百MHz,可以利
用边带频率的相位延迟之差测距。图4为其
实现结构图。
第4期杨春平等:激光雷达在空间交会对接中的应用449
图4距离敏感器技术实现结构
图中PD1、PD2和PD3为光电二极管,它
们把光信号转变为电信号。PD1检测连
续波测距基准信号,PD2检测目标反射器
反射回来的信号,两个信号相比可得出相
位差。
激光雷达比较可*和精确的测速方
法是测量回波信号的多普勒频移。该方
法有两种,第一种要求发射的激光束用几
kHz～1GHz的频率f0去调制,回波信号
的多普勒频率fd由下式表示
fd=
2v
c
f0
式中c为光速;v为距离变化率;f0为调制频率。只要测出fd,利用公式v=fdc/(2f0)即可测量
目标飞行器的相对速度,由于调制技术限制,此方法测量灵敏度不高。第二种方法采用激光光频的
多普勒频率,即上式f0用激光频率来代替,则可以进一步提高灵敏度和测速精度(优于1mm/s)。
激光雷达对目标的角跟踪可采用圆锥扫描法和单脉冲法。激光雷达向目标飞行器发射激光信
号,经目标反射回来,通过光学系统投射到四象限光电探测器上。如果目标反射回来的光信号与测
量光轴有一角偏差,则投射在光电探测器上的光斑在四个象限上的面积不同,经处理后得到相应角
误差信号,从而得到两个飞行器的相对方位角和仰角。
现在,激光雷达也能用于最后的手动逼近和对接阶段,此时主要用来测量相对姿态。激光测距
技术比较成熟,但是激光测量姿态角是一项技术难点。在近距离(约100m)一般采用光学成像敏感
器实现。
光学成像敏感器由安装在追踪飞行器上的成像装置(如CCD摄像机、红外摄像机)和安装在目
标器上的特征光点(如激光二极管或无源光点角反射器)两部分组成。根据安装在目标飞行器上特
征光点的数目和位置,有以下方法:1)三个特征光点在目标飞行器对接口平面内成等腰直角三角形
排列;2)三个特征光点在目标飞行器对接口平面内成等边三角形排列;3)三个特征光点在与目标飞
行器对接口垂直的平面内成等边三角形排列,其中一个安装在对接轴上;4)四个特征光点在目标飞
行器对接口平面内成正方形排列;5)四个特征光点,其中三个特征光点在目标飞行器对接口平面内
成等腰三角形排列,另一个安装在对接轴上[5];6)五个特征光点,其中四个特征光点在目标飞行器
对接口平面内成正方形排列,另一个安装在对接轴上;7)三个不在一条直线上的特征光点在目标飞
行器对接口处根据需要任意布局。
根据1997年NASA报道[5],美国马歇尔太空飞行中心用于近距离的自主交会对接系统的激光
雷达测量相对姿态的主要方法是直接照射法:在激光雷达上安装CCD照相机(响应波长为800nm
和850nm),采用宽发散角(29°)的800nm和850nm脉冲激光光束直接照射按照5)方式排列在目
标飞行器上的边角反射器阵列(吸收800nm,反射850nm),然后根据CCD相机上成像的光点或图
像,经数据处理成为相对距离和姿态[2]。随着CCD面阵的像素增多,数据处理和软件的改善,这种
方法可以获得较高精度。
影响光学成象敏感器姿态测量精度的主要因素有:1)特征光点数目和布局:原则上光点数目越
多和光点与摄像机构成的体积越大,测量精度越高;2)摄像机数目和安装位置:从原理上说摄象机
数目越多,测量精度越高。但通常采用双摄像机已足够,此时可以克服光点本身位置安装带来的误
差和避免算法多解。另外,从空间设备量来说,减少设备总会受到总体设计师的欢迎;3)镜头焦距
与几何失真、图像采集A/D误差与靶面分辨率和成像中心定位误差;4)不同算法与算法数值误差也
是影响测量结果的一个重要因素。
450电子科技大学学报第28卷
国外大量实验表明:相对距离越长,姿态测量误差越大;在长距离(>10m),测量姿态精度比测
量距离精度高;在短距离(<10m),测量距离精度比测量姿态精度高。
3结束语
激光雷达在空间交会对接应用方面,不仅可以作为远距离交会测量手段,也可以作为近距离交
会对接敏感器。与微波雷达相比,它具有以下特点:1)窄波束:用实际可实现的天线孔径,可得到极
窄的激光波束,从而提高测角分辨率;2)大宽带:高的工作频率使激光雷达能获得大信号带宽,从而
提高测距的精度和测角分辨率。3)测速灵敏度高:因激光雷达工作频率高,从而提高了多普勒测量
的灵敏度;4)固态化:采用固体激光器可获得高可*性,可使体积小、重量轻和功耗低;5)可以比较
方便地测量飞行器的相对姿态角。
另外,激光雷达还可以做到无机械运动机构,同时在空间基本上没有无线电传输损耗和衰减等。
因此激光雷达比较适用作为空间交会对接敏感器,特别在中、近距离更为突出。
参考文献
1林来兴.空间交会对接.北京:国防工业出版社,1995
2HowardRichardT.,ColeHelenJ.Automaticrendezvousanddockingsystemtestandevaluation.SPIE,
1997,3065:9～131
3林来兴.一种用于交会对接全过程的测量敏感器———复合式激光雷达.航天控制,1992,4:41～47
4KachmarPM,ChuW,PoluchkoRJ.激光导航敏感器在自动交会中的应用.控制工程,1996,4:26～29
5PhilipCalhoun.Asolutiontotheproblemofdeterminingtherelative6DOFstateforspacecraftautomated
rendezvousanddocking.SPIE,1995,2466:175～184
6吴健.激光雷达—机遇与挑战.电子科技大学学报,1994,23(增):1～7
7林来兴.自主交会对接测量系统和对接敏感器.航天控制,1991,4:40～45
ApplicationofLaserLadarinSpaceRendezvousandDocking
YangChunPingWuJianHeYi
(Inst.ofAppliedPhysics,UESTofChinaChengdu610054)
ZhangWei
AbstractInthispaper,theapplicationoflaserradarinspacerendezvousanddockingis
introduced,Theprincipleofhowalaserradarworksasarendezvousdetector,andthewayitis
implementdeindetectingrange,speedandanglearediscussed.
空间飞行器总体设计范文第3篇
近年来越做越小、越卖越便宜的各种摄像机和照相机，让广大航模爱好者可以通过遥控模型进行航拍。将相机装上模型，代替自己去俯瞰世界，成为很多航模爱好者正在或打算去做的事情。
在本文中，笔者将介绍一款低成本航拍机的设计和制作。这架航拍机在设计和制作过程中的每一个细节，都力求在保证性能的基础上，尽量降低成本。目的就在于，设计一款大部分航模爱好者都能做得起、飞得起、而且还“摔得起”的航拍机，让航拍不再是“土豪”的专属活动。想玩航拍的模友，也可将其作为DIY航拍机的入门参考。
设计目标和技术要求
首先介绍一下笔者设计这架航拍机时假设的条件背景：
1. 所处的城市较小，附近没有专业的航模商店提供优质的航模器材;
2. 经费有限;
3. 住房面积不大，没有专门的工作室进行复杂的加工，日常存放模型的空间也有限;
4. 飞行场地为校园里常见的400m标准跑道，周围有楼房和树木，净空条件不理想。
以上假设的器材和场地等客观条件并不理想，但相信这些符合很多模友当前所面临的困难。
考虑到上述客观条件，航拍机应当具备以下特点：首先是材料，应采用较常用的航模制作材料，以及其他常见并容易获得的材料;其次是动力、飞行控制等系统，应采用能通过网络购买到的普及型号，在控制成本和保证拍摄效果之间做好平衡。模型的构型应易于制作、工艺尽量简单。限于存放空间，模型的外观尺寸也要适当控制，最好做成可拆卸式以便于存放。另外，由于起降空间有限、飞行区域内有树木、建筑等障碍物，因此模型应有较好的起降性能，其机构的稳定性、可靠性也要得到保证。
设计思路和总体方案
根据客观条件明确了航拍机应具备的特点后，设计思路就清晰了。总体方案的确定以任务载荷作为起点，围绕设计要求展开，包括载荷要求、动力配置、总体布局等。
1. 载荷方案
这架模型的设计飞行任务就是航拍，航拍设备可以是质量小于100g的迷你摄像头，也可以是重量较大的高端单反相机，但在成本和拍摄效果之间要做好平衡。考虑到迷你摄像头的镜头太小、成像质量难以保证，且图像的传输、存储等较难处理，为了保证航拍效果，笔者决定采用常见的家用相机作为航拍设备。家用相机的拍摄效果虽然不及单反相机，但价格却远低于后者，且大部分都具备自动对焦、光学变焦等功能，自带的存储卡也可简化图像的处理和存储工作。
家用相机（含电池）的重量大约在200-300g，用作航拍设备必须加装固定、减震、快门控制等部件，加之还需留出一些设计裕度，因此将任务载荷定为500g。
2. 动力方案
从动力/重量比性能考虑，使用甲醇或汽油的二冲程活塞发动机作为航拍机动力最合适。但是燃油发动机需要很多设备，如点火工具、启动器、油泵、储油桶等，不仅投入较大，而且平时的保养维护、油料调配、地面试车等工作会导致环境污染和噪音扰民等问题。因此，这种动力方案不适用于在家中进行组装的模型。
几番比较后，笔者决定使用电动动力。相比燃油发动机，电机虽然动力性能稍逊，但因其一些特点更适合这架航拍机：周边设备简单、投入较少;震动小、易于航拍成像;噪音小，不存在扰民问题;可靠性较高、易于控制，在建筑物、居民区上空飞行较为安全。
3. 布局方案
在确定了任务载荷和动力类型后，就可初步选择总体布局方案了。
因为航拍机要在净空条件有限的场地完成起降和飞行，所以须具备优良的起降性能，以及良好的稳定性、操纵性。为此采用常规布局方案：总体设计成低速模型飞机，具有短距起降飞行器机身较短、平直梯形上单翼、高置平尾“T”形尾翼等常见特征。相比“鸭式”、“飞翼”等非常规布局，常规布局方案较为成熟、制作工艺简单，飞行稳定性和操纵特性好且易于调整。
为方便布置机载设备、充分利用机舱空间，兼顾制作难易度，机身截面设计以矩形为主，机头处做流线形整流。考虑到模型存放问题，机翼与机身的连接被设计为可拆卸结构，机身在机翼后缘收敛，通过一根可拆卸的玻璃纤维管与尾翼连接。
虽然电机的震动很小，但为了进一步提高成像质量，还是把它移到了机翼的发动机短舱上，以最大程度减小机身在飞行中的震动。其双局不仅能有效提高飞行可靠性，还因采用小电机降低了成本。两个发动机短舱被设置成后推式，能避免机翼气流扰动。而且由于机身在机翼后缘收敛，因此即使采用较小的发动机间距也不会与机身发生刮蹭。而较小的双发间距也有助于减小单发停车时不对称推力造成的偏航力矩。
空间飞行器总体设计范文第4篇
关键词：温湿度监测；四旋翼飞行器；制药车间；SHT11温湿度传感器；制药生产 文献标识码：A
中图分类号：TP391 文章编号：1009-2374（2015）25-0021-03 DOI：10.13535/ki.11-4406/n.2015.25.010
药品是关乎人类疾病治疗的重要商品，制药环境与储存环境的好坏会严重影响药品的质量，并直接影响到对疾病的治疗效果，甚至决定病人的生命。尤其在制药过程中，温度与湿度的控制对药品的质量起着重要作用。在此背景下，我们研究设计了基于四旋翼飞行器的制药车间温湿度监测装置。此装置主要包括四旋翼飞行器系统和温湿度监测系统。
1 四旋翼飞行器系统的设计
1.1 系统方案论证
1.1.1 系统总体设计。本系统应用瑞萨R5F100LEA单片机为主控芯片，采集加速度计和陀螺仪的数据来解算当前的飞行器姿态，然后控制电机转速，实现平衡。用红外检测模块循迹，引导飞机从A区飞向B区。发挥部分中要过4m（一般制药车间高度）的障碍，可以用超声波模块实现定高，用电磁铁吸引小铁片。
1.1.2 电机的选择。电机采用无刷直流电机无刷电调驱动，无刷电机有低干扰、噪音低、运转顺畅、寿命长、低维护成本、负载能力强等优点，考虑到飞行器需要有一定的负载能力，我们采用新西达无刷电机A2212 KV1400，根据尺寸要求，配合8045浆。根据该电机的资料显示，满载时电流能达到16A，加上余量，我们选择30A威电调。
1.1.3 飞行器防护圈的选择。选用塑料泡沫，自重轻，造价低，具有优良的抗冲击性、抗压性能，可以有效地保护旋翼。综合以上分析，我们选用塑料泡沫为机翼的防护圈。
1.1.4 陀螺仪和加速度传感器。我们选用MPU-6050，该模块整合了3轴陀螺仪、3轴加速器，MPU-6050的角速度范围为±250°/sec、±500°/sec、±1000°/sec、±2000°/sec，可准确追踪快速与慢速动作，并且用户可程式控制的加速器全格感测范围为±2g、±4g、±8g、±16g。
1.1.5 红外循迹模块。本产品使用的是一体反射式红外对管，红外检测输出如图1所示，所以使用红外对管进行循迹时必须是白色轨道加黑色引导条。电路分别由电阻、电位器、红外对管和运算放大器组成。A1与电阻组成一个比较器。红外信号的强弱是由R1来控制的，R1起到限流的作用。当红外信号发出时，OUT端输出低电平，相反则输出高电平。红外检测到黑线时输出低电平为0V，检测到白线时输出高电平为3.75～5V。
1.2 系统理论分析与计算
1.2.1 加速度传感器和陀螺仪数据。引入了重力并旋转了盒子，每个轴都分别垂直于模型中各自的墙面。矢量R是加速度计检测的矢量。RX、RY、RZ是矢量R在X、Y、Z上的投影。静止情况下可以得到：R^2=RX^2+R^2+R^2；R=SQRT（RX^2+RY^2+RZ^2）。
陀螺仪的每个通道检测一个轴的旋转。例如，一个2轴陀螺仪检测绕X和Y轴的旋转。为了用数字来表达这些旋转，我们先引进一些符号。首先定义RateAxz（Axz1CAxz0）/（t1Ct0），单位为度/秒。这就是陀螺仪检测的东西。
RateAxz=（AdcGyroXZ*Vref/1023CVzeroRate）/Sensitivity
RateAyz=（AdcGyroYZ*Vref/1023CVzeroRate）/Sensitivity
式中：
Vref――ADC的参考电压
VzeroRate――零变化率电压
Sensitivity――陀螺仪的灵敏度
如果值大于零速率电压值，则说明这个旋转方向是正向。如果为负则为反方向，停止旋转，电压就会回到零速率水平。
1.2.2 基于四元数的姿态解算。捷联式惯性导航原理是假定捷联系统“数学平台”模拟地理坐标系，即导航坐标系；载体的姿态矩阵为载体坐标系和导航坐标系之间的空间转动关系，用俯仰角（pitch）、偏航角（yaw）和滚转角（pitch）来确定，分别用θ、ψ和γ表示。目前主要的研究方法为三种：欧拉法、方向余弦法与四元数法。
本设计中采用的是四元数法进行飞行器的姿态解算，而且用四元数来表示旋转，组合旋转时比用其他方法运算量更少。
1.3 PID控制
PID调节器的输出是输入的比例、积分、微分的函数。PID调节的实质：根据系统输入的偏差，由PID函数关系进行运算，结果用以控制输出，最大限度地减小系统惯性带来的误差，使系统以最快速度达到预想的结果。PID调节器是一种线性调节器，它将设定值w与实际值y的偏差：
按其比例、积分、微分通过线性组合构成控制量：
比例调节器的微分方程为：
积分调节方程为：
微分调节方程为：
模拟系统中，PID的表达式为：
对上式离散化，即为数字式的差分方程：
为了减少需要整定的参数，我们首先采用PI控制器，在开始调试前设置一组保守的参数，再依据PID参数与系统性能的关系，来反复调节PID的参数。
1.4 电机的控制
姿态角计算完成后，将数据发送给单片机，单片机处理后，再利用PWM信号控制电调。电机调速器接收的标准信号为50Hz方波，正脉冲宽度为1～2ms，在此范围内正脉冲的宽度与所输出的电机的转速成正比。经测试，电调可以接受的PWM频率可达到400Hz。
1.5 系统硬件设计
系统硬件的设计框图如图2所示：
程序流程：先启动按键，再姿态解算、高度检测同时PID平衡检测，判断高度是否符合要求，符合要求就停止起飞，寻着轨迹继续向前，直到到达目的地停止。
2 温湿度传感器监测系统
对于装置的温湿度传感器，我们选择SHT11芯片。SHT11是数字温湿度传感器芯片，具有分辨率高、准确率高、稳定性好、耗能低等特点。
2.1 SHT11的引脚功能
SHT11采用的是SMD（LCC）表面贴片封装。各引脚的功能如下：（1）脚1和脚4――信号地和电源，其工作电压范围是2.4～5.5V；（2）脚2――DATA为数据线；（3）脚3――SCK为时钟线；（4）脚5～8――未连接。
2.2 SHT11的应用设计
当工作电压高于4.5V时，SCK最高频率为10MHz；而当工作电压低于4.5V时，SCK最高频率则为1MHz。DATA数据线需要外接上拉电阻。
在程序开始时，微处理器需要用一组启动传输时序表示数据传输的启动。当SCK时钟为高电平时，DATA转为低电平；紧接着SCK变为低电平，随后又变为高电平；在SCK时钟为高电平时，DATA又转为高电平。
3 温度和湿度值的计算
3.1 湿度线性补偿和温度补偿
SHT11直接输出的湿度值为“相对湿度”，为得到较为准确的湿度值，相对湿度需要进行线性补偿和温度补偿。由于相对湿度值得到的曲线特性为非线性，因此为了补偿湿度传感器的非线性，按下列公式修正湿度值：
式中：
――经过线性补偿后湿度值
――相对湿度测量值
――线性补偿系数
以下为补偿公式：
式中：
RHtrue――经过线性补偿和温度补偿后的湿度值
T――测试湿度值时的温度
t1、t2――温度补偿系数
3.2 温度值输出
由于SHT11是温度敏感元件，因而具有很好的线性输出。实际温度值可由下式算得：
式中：
、――特定系数（与SHT11工作电压有关；与SHT11内部A/D转换器采用的分辨率有关）
4 结语
四旋翼飞行器的红外循迹系统能够在一定区域内进行监测，并可以自动记录数据。因此，在此基础上，将温湿度传感器安装在四旋翼飞行器进行制药厂房的温湿度监测可大大减少人力。同时，四旋翼飞行器价格廉价、占地小，与大型监测系统相比可以减少生产成本。
参考文献
[1] 刘峰，吕强，王国胜，等.四轴飞行器姿态控制系统设计[J].计算机测量与控制，2011，（19）.
[2] 王东来，吕强，王珂珂.基于神经网络的小型四旋翼无人机姿态控制[A].2009年全国博士研究生论坛[C].2009.
[3] 邓正隆.惯性技术[M].哈尔滨：哈尔滨工业大学出版社，2006.
空间飞行器总体设计范文第5篇
关键词：无人机；关键技术；飞行控制
1 引言
无人机全称为无人驾驶飞机（Unmanned Air Vehicles ，UAV）是指无人驾驶的由遥控设备或预先编程控制、带有动力源、可根据任务需求搭载不同任务载荷、并可重复回收利用的飞行器。军事领域中，无人机凭借其高灵活性、生存能力高、载荷多样性、滞空时间长、操作简单、性价比高、训练维修成本低、受人为因素干扰小等优点，可以出色地完成侦察、监视、信息中继、毁伤评估、对地（海）攻击、电子对抗、目标模拟和空中预警等诸多任务，而迅速在各国军事领域中占领了重要地位。在民用领域，无人机以其超高的性价比，使其逐渐取代高成本的有人机服务，在电路巡查、航空摄影、消防、人工增雨、交通监视、地面灾害评估、航空测绘、农业植保、快递运送等方面得到了广范运用。特别是在农业植保与航空拍摄方面的应用具有极大的潜力。
2 无人机关键技术
无人机关键技术主要包含以下几个部分：飞行控制技术、机身结构设计技术、数据链技术、动力系统技术。
2.1 飞行控制技术
自飞控系统诞生以来，飞控系统就是直接影响飞行品质的关键系统，飞行控制律的设计又是飞控系统的核心技术。下面简介几种控制方法：
2.1.1 PID控制（Proportional Integral Derivative Control）
PID控制器是最早实用化，目前应用最为广泛的控制器。PID控制器单易懂，主要由比例控制、积分控制与微分控制组成，在使用中并不需要精确地数学模型且只需要设定三个参数，更具有可靠性、鲁棒性好等优点。但是随着被控制对象（无人机等）愈加复杂，单一PID应用的局限性越来越明显，比如传统PID参数确定复杂、难以适应非线性控制系统、抗干扰性能差等。因此随着智能算法与计算机技术的不断进步，一些复合PID控制器应运而生。
2.1.2 鲁棒控制（Robust Control， RC）
1972年，Davis on首次提出了鲁棒控制。鲁棒性是指控制系统的健壮性。用以表示控制系统对特性或者参数扰动的不敏感性，是异常或危险情况下系统生存的关键。相应的，鲁棒控制就是指一个以提高控制算法可靠性为主要目标的控制器设计方法。但是由于鲁棒控制一般工作在系统的较差状态下，因此也会造成系统稳态精度较差的问题，控制器阶数过高，控制系统过于复杂也是其一大缺点。
2.1.3 动态逆控制（Dynamic-inverse Control）
动态逆方法是反馈线性化方法中的一种，属于伪线性系统。其基本思想是利用全状态反馈抵消原系统中的非线性特性，用伪线性系统来描述输入输出之间的关系，从而利用线性控制律对新系统进行控制，线性控制律和非线性反馈律也就是最终的非线性控制系统。 动态逆控制能够满足大迎角、超机动等非常规控制要求，但是其对建模精确度要求极高，建模误差的存在将影响其控制性能，甚至是恶化。而通过与其他控制方法结合可以很大程度上改善这一问题。
2.1.4 反步控制（Backstepping Control）
反步法，又称反演设计法，是一种非线性系统自适应控制器的设计方法。该方法以用若干个子系统来代替复杂的高维非线性系统为基本思想，通过反向递推各子系统的Lyapunov函数，设计控制器，实现系统的全调节或跟踪，最终达到期望的性能指标。该方法可以有效地利用非线性系统本身固有的非线性特性，保持全局的稳定性，使得控制效果得到极大地提升。
2.1.5 滑膜变结构控制（Synovial variable structure？Control）
变结构控制的思想主体内容为滑膜变结构控制。其设计思想为：控制器根据系统输出变化，按照一定的内部反馈控制结构，使系统状态从状态空间中的任一点向滑膜面收敛，并在滑模面上滑动，最终达到平衡点。该控制器的设计核心在于滑平面的选取与切换函数的设计。滑膜变结构控制鲁棒性较强，对模型误差、参数不确定性和外部干扰反应迟钝。但其也存在一个固有缺点――外界干扰与系统惯性带来的沿滑模面的高频抖动。滑模面的选取在一定程度上可以解决这一问题，因此这也成为滑膜变结构控制器设计过程中的一大难点。
2.2 机体结构设计技术
无人机结构设计是无人机总体设计中的重要一环，总的来说，相对于有人机，无人机机体结构设计技术主要具有以下几个特点：
（1）结构设计中各种安全系数的阈值普遍偏低。无人机由于不需要考虑飞行员的安全问题，主体结构设计较为简洁明确，降低了对机体安全裕度的控制要求。
（2）机体结构设计模块化、整体化程度高。摆脱有人机的诸多限制，无人机机体结构的模块化与整体化更进一步。将细小零件整合设计，减少结构的连接件、紧固件，可以减少结构集中应力区域数量，同时也可以保证结构强度与刚性特性的连续性，增强了机体结构可靠性。（3）载荷舱设计所占比重增大。无人机的载荷决定了其所能完成的任务种类以及效果。
2.3 数据链技术
根据任务功能，无人机数据链主要分为上行和下行链路，上行链路主要负责地面站到无人机遥控指令的发收，下行链路则主要完成无人机到地面站遥测数据、视频图像信号的发收。无人机之所以能够顺利、有效地完成任务，依靠的不仅仅是机载任务设备，还有大数据流量、宽带、高接收灵敏度、安全稳定的数据通信系统。也只有实现地面系统与空中无人机平台间信息的实时共享交互，才能充分发挥无人机的优势和作用。目前，战场电磁环境日益复杂，电磁干扰武器日益发达，这对无人机数据链技术的抗干扰性也提出了更加苛刻的要求。同时无人机数据链的可靠性、稳定性与安全问题也是未来无人机实现智能自主控制飞行的关键核心技术。可以说无人机数据链性能的优劣与无人机的表现息息相关。
2.4 动力系统技术
无人机长航程、长航时的任务要求决定了它需要有一颗强劲稳定高效率的“动力心脏”。目前，无人机使用的发动机主要包括：活塞式发动机、涡轮式发动机、转子式发动机、电动式发动机、太阳能式发动机。除了研究先进的动力装置，无人机动力技术还在开发各种新型高效能源（如高比能量的电池、高效燃料等）以及推力矢量技术、气动力控制技术等。
3 总结
目前无人机应用越来越广泛，面对的任务越来越复杂，人们对于无人机性能的要求也越来越高，无人机发展可谓动力十足。相信随着高新技术的蓬勃发展，技术难题的不断攻克，无人机必将迎来它的黄金时代，在空宇之中大放异彩。
参考文献：
[1] 常于敏.无人机研究现状及发展趋势[J].电子技术与软件工程，2014.
空间飞行器总体设计范文第6篇
20世纪90年代以来，中俄在两国总理定期会晤机制的框架内，建立了中俄科技合作分委员会，实现了国家之间、政府部门和地区之间以及科研院所之间的对口科技合作，并且形成了多渠道、多层次，全方位合作的格局。但是，由于各种主客观条件的制约，我目前对俄科技合作的水平与两国的大国地位和不断提升的战略关系还不相适应。
进入新世纪，俄社会经济开始全面复苏，科技体制改革正在经历艰难的转折阶段，其振兴经济和科技事业的重要任务，急需借助外来的资金注入才能完成。今后3～5年可能是引进俄技术人才和先进科技难得的机遇期。我应从战略的高度出发，紧紧抓住这一转瞬即逝的有利时机，通过观念创新和机制创新，大力推进对俄科技合作，尽可能多地引进对我至关重要的先进技术。
一、对俄罗斯科技实力的基本评价
如何评价俄罗斯的科技实力和水平？我国政界和学界长期以来存在不同的看法。社会上总有一种低估俄罗斯科技实力的倾向，在一定程度上干扰了我管理部门的正确决策和制约了两国科技合作的进程。因此，正确分析和判断俄罗斯的科技实力和水平，走出思想误区，给予对俄科技合作确切定位，是自觉加强和推进对俄科技合作的重要前提。
俄罗斯是前苏联的主要继承国，拥有前苏联60～70%的科技实力，向来有“科教兴国”和“专家治国”的历史传统。经济转轨10多年来，其科技人才虽大量流失，科技实力有所减弱，但是，俄罗斯仍不失为世界重要的科技强国之一，其总体科技潜力仍居世界一流水平。
（一）科研开发队伍的数量和质量居于世界前列
近来年，随着经济的复苏，俄科研机构和研发队伍已经停止萎缩并开始恢复发展。2000年全俄有各类科研组织4099个，其中，科学研究组织2686个，结构设计局316个，规划设计和设计研究组织85个，高等院校的研究机构390个，工业企业的研究机构264个，其他科研组织303个；在册人员共有88.77万人，其中，研究人员42.6万人，技术人员7.52万人，科研辅助人员24.05万人。在这些在册人员中，具有博士学位的科技人员有21949人；具有副博士学位的科技人员有83962人。俄罗斯科技人员的总数虽然只及美国的2/3，但在技术科学、计算科学等领域具有学位的专家绝对人数却超过美国30～40%。
俄罗斯的科技力量主要分布在三大系统：科学院系统（如俄罗斯科学院、俄罗斯医学科学院、俄罗斯农业科学院等）；工业部门的设计研究系统（如苏霍伊飞机设计局、图波列夫飞机设计局等）；高等院校科研系统（如鲍曼科技大学、莫斯科大学、萨莫拉航空航天大学、圣彼得堡技术大学和船舶大学等）。俄罗斯科学院系统主要从事基础研究，拥有400多名科学院院士和通讯院士；下辖圣彼得堡科学中心、乌拉尔分院、西伯利亚分院和远东分院。工业部门的设计研究系统体系完整、创新能力强；高等院校科研系统基础研究扎实，富有活力。除了以上三大系统外，俄罗斯还有一个工程院系统。该工程院系统拥有近千名国内外院士，在俄罗斯89个联邦主体中有54个工程院分院或中心。
俄罗斯的科技实力是在西方长期包围和自我封闭的条件下另辟溪径发展起来的。与西方国家相比，俄罗斯科学家的科学积累丰厚，具有自己独特的科学思想和研究方法，蕴藏着较强的、持续的创新开发能力。
（二）基础科学研究处于世界领先地位
俄罗斯基础科学水平总体上仍居于世界先进国家的行列。2000年5月俄罗斯对本国科技实力进行新的评估表明，在当今世界上102项尖端科学技术中，俄在其中的52项保持世界领先地位，27项具有世界一流水平。近年来，在基础研究的所有领域，比如，在微电子和毫微电子、电光绘图新工艺、高温超导、化学、天文物理、核物理、数学物理、超级计算机、分子生物学、气象等领域都取得了具有世界先进水平的科研成果；在激光领域取得了重大的突破；先后在实验室合成了元素周期表上第114号和116号超重元素等。俄罗斯科学院院长称，在重点基础科研领域中，俄约有40%居于世界领先地位。
（三）在一些宏观技术领域仍保持着国际领先水平
据我科技专家评估，在宏观技术领域，俄罗斯的工业基础设施的全部基本指标与西方非常接近。只是在技术环境方面，比如质量保证系统、标准自动化、计算机化、远程通讯等的发展水平落后于西方。在当今世界决定发达国家实力的50项重大技术中，俄罗斯在其中12～17项可以与西方国家一争雌雄。在当今世界决定发达国家实力的100项突破性技术中，俄罗斯在其中17～20项（比如，电子—离子技术、生物工程、等离子体技术、原子能、复合疫苗、航空航天技术、新材料技术等）居于世界领先地位，另有25项经过5～7年可以达到世界水平。
俄罗斯是世界唯一能够全面掌握空间站制造、发射和回收技术的国家。和平号空间站超期服役10年后按照预定的轨迹成功陨落，说明俄仍是这一领域技术最先进的国家。俄的小卫星总体设计技术及其姿态与轨道控制和发射及自主导航、登月飞行技术和空间飞行器系统技术、载人飞船部件、卫星和飞船材料抗高速粒子撞击技术、空间材料加工技术等都居于世界的前列。
另据美国防部的资料，俄在信息交换、处理和信息安全技术方面，在定位、导航和定时技术（包括惯性导航和相关配件、重力仪和梯度仪以及无线电和数据导航系统工程等）方面，在能源储存、整流技术以及生物传感器技术方面，与美国一样，具有全面的研制开发能力；在能源的转换和发电技术方面，领先于美国。
（四）军工和宇航领域的技术与美国旗鼓相当
军工和宇航技术广泛涉及到电子、通讯、自动控制、大气物理、天文、材料科学、动力学等许多技术领域。俄罗斯的大部分科技潜力主要集中在这些领域并用于包括航空、电子、无线电、通信设备、兵器、造船、弹药和特殊化工、火箭和航天技术等国防系统。无论在宇宙的研究和开发方面，还是在各类尖端武器的研制方面，俄罗斯与美国都是各有所长、难分上下，同处于世界遥遥领先的地位。俄空间载人航空技术、运载火箭技术处于世界一流水平。从苏联时期到现在所发射的运载火箭（2500多次）和航天器（3000多个）就占世界发射总量的2/3；具有21世纪作战能力的第四代战机苏—34和苏—37战机，其关键技术是推力矢量喷管技术，目前美国尚未达到应用阶段。近年来，在导弹和战机等武器的研制方面，俄罗斯创造了许多新成果，比如最新式的“白杨—M”系列多弹头分导导弹、能有效打击隐形飞机的S—400地对空导弹、X—22隐形导弹、反弹道导弹以及能产生等离子隐身的隐形飞机等。目前，俄罗斯武器级的铀和钚大约分别为1200吨和120吨，均多于美国并向美国出口。美国承认，俄罗斯的等离子体武器技术要领先美国5～7年。中国专家认为，俄罗斯载体激光制导武器的射程远远超过美国。在舰船制造方面，俄罗斯潜艇的隐身性和壳体防护性均优于美国同类产品。
但同时也应看到，俄罗斯在科技发展方面还存在着一些薄弱环节和问题，诸如：
一是科技成果产业化机制相对落后，民用产品的技术性能低下
苏联时期，由于体制障碍和指导思想偏颇，其基础研究的先进成果大都集中用于军工和宇航领域，较少转为民用技术的应用和开发。独立后的俄罗斯，由于军工转产不成功，上述状况并没有根本改变。西方国家普遍认为，苏俄民用技术，除了少数项目比如泥浆的管道运输技术、生命保障系统以及计算技术等达到世界先进水平外，其总体大约要比西方落后10～15年。美国国防部的资料显示，在生产和制造技术方面，俄罗斯与美国的差距相当大：在生产和加工技术、涂料、冶金、生产设备和机器人的研制技术等方面，美国具有全面的研制开发能力，而俄罗斯只具有一般的或有限的研制开发能力。在科技成果的工艺造型和技术环境方面，俄罗斯也存在较大的差距。俄罗斯总统普京承认，俄罗斯的科学研究与其成果推广之间存在脱节现象。在世界的科技服务总量中，俄罗斯所占的份额不到1%，而美国却占20%。
二是科技体制正处于困难的转型阶段
自上个世纪90年代开始向市场经济转轨以来，俄罗斯的科技体制在经济下滑和“私有化”浪潮的冲击下，一直处于困难的转型阶段。一方面，国有科研机构由于数以十万计的科研人员“外流”而急剧萎缩；另一方面，科研和研制经费急剧减少（1992～2000年各种来源的经费拨款占GDP的比重由0.5%下降到了0.24%；占联邦预算的比重由2.43%下降到了1.66%），许多具有世界先进水平的原发性研究课题中断，创新研制的成果不能中试和实行产业化。为了自谋出路，许多国有科研机构纷纷改组改制，组建面向市场需要的科学中心和股份公司；不少科研人员离开研究所和实验室，去组建自己的私人科技实体。目前，俄已经初步形成了多种所有制科研实体并存的局面，它们的科研和研发经费也呈多元化发展的趋势。
为了加强科技创新活动，提高科技成果的产业化水平，俄在保持原有的科研和研发体系框架下，正在着手建立科技创新的新体制。在全国范围内，目前已形成了66个以优势专业方向为主导的科学城（“科学综合体”），并以这些科学城为主体建立了58个各具特色的国家科学中心，即“联邦科学和高技术中心”。面向市场的科技小企业已经发展到5万多个。俄工业科技部已经把技术创新作为该部的工作重点。为此，国家还成立了“政府科学创新委员会”。近年来，普京决心把振兴俄经济的重任寄托在加速科技体制改革和优先发展科技事业上。根据规划，到2010年前，俄科技体制改革将渡过艰难的转折阶段。
近年来，俄科研和研发费用越来越多地来自国外。今后几年，俄众多的科技园区的发展以及大量急待进行的原发性研究课题、中试研究和研制项目的完成，仍急需借助国外资金的注入才能实现。为适应国际经济的一体化，促进国际技术创新合作，2000年俄联邦科技部出台了《2000～2005年俄联邦国际科技合作政策构想》，鼓励俄技术在境外通过合作实现商品化。这种特定的条件为我加强对俄科技合作提供难得的机遇。
二、中俄科技合作的现状
中俄科技合作是中苏科技合作的历史延伸。苏联解体后，经过两国10多年的努力，中俄科技合作已从20世纪90年代初期的恢复调整阶段，中期的合作转型规范阶段发展到了现在的高科技产业化及创新合作阶段。
（一）恢复调整阶段（20世纪90年代初期）
20世纪90年代初，随着苏联的解体和中俄国家关系的正常化，两国间的科技合作关系开始恢复。1992年两国签订了“中俄政府科技合作协定”，为两国按照国际惯例开展科技合作奠定了法律基础。此协定随即纳入了中俄副总理级的中俄经贸科技合作委员会下设的科技合作分委员会。这一阶段俄的对华方针是：鼓励和支持对口部门、科研单位和地区建立直接的科技合作关系，加强开展技术贸易和技术含量高的合作项目。
（二）转型规范阶段（20世纪90年代中期）
1995年在俄的提议下，两国各自建立“中俄科技和高技术中心协会”。其目的在于，利用中国高新技术开发区的优惠政策和发挥俄罗斯的科技优势并吸引国际资本促进各自国家的高新技术产业的发展。1996年中俄战略协作伙伴的建立，为两国科技合作掀开了新的一页。随着科技合作的深入和规模的不断扩大，两国的科技合作在原有的经贸科技合作委员会下运作的方式已经不适应新的形势。于是，在1997年6月两国总理第一次会晤中，双方正式决定，在委员会框架下设立科技合作分委员会，以统一协调和管理在科技合作领域中的事宜。两国在分委员会框架下还成立了“中俄重点科研院所合作工作小组”，并采取了各项政策措施，支持两国间科研机构和企业在科技园区推广科技成果，加强科技园区管理方面的交流，形成在高科技领域的双边合作机制。
（三）产业化及技术创新阶段（20世纪90年代后期迄今）
20世纪90年代后期，随着俄加快本国高新技术的商品化和产业化以及技术产品出口的进程，两国科技合作进入了产业化和技术创新的新阶段。1998年12月，在俄方的倡议下，“中俄高新技术产业化合作示范基”在烟台高新技术开发区正式启动。1999年在中俄科技合作分委员会框架下成立了“中俄创新联合工作小组”。同年，两国总理在定期会晤期间签署了《〈中俄政府科技合作协定〉框架内知识产权保护和权利分配协定书》，为解决两国间知识产权问题提供了法律依据。2000年11月两国商定并签署了《中华人民共和国科技部与俄罗斯联邦科技部关于在创新领域合作的谅解备忘录》。根据两国政府的协议，中国将在俄建立“中俄科技园区”。2001年在双方的努力下，在哈尔滨建立了“黑龙江省中俄科技合作及产业化中心”；在衢州建立了“浙江中俄科技合作园”。双方还商定，各自选出5个地方（中方为：北京丰台、无锡、西安、哈尔滨和上海；俄方为：莫斯科2家、圣彼得堡2家、新西伯利亚1家）作为“孵化器”（科技合作创新中心），共同开发对口科技合作的产品。
经过10年的探索和发展，中俄两国在总理定期会晤机制框架下基本形成了三个层次的科技合作：中央政府间的合作；相应部门及地区间的合作以及科研单位及企业间的合作。在两国总理会晤机制框架下设立的中俄科技合作分委员会，每年召开一次会议。双方通过官方的渠道各自提出合作项目（20世纪90年代每年大约30～40个，2000年大约20个）。经过讨论和商定，双方签订合作议定书，各自进行项目的落实。
在两国的科技合作中，中国自然科学基金会和俄罗斯联邦基础科学基金会签署的《科技合作协议》具有重要的意义。根据该协议，两国的科技界（主要是两国的科学院及其所属研究院所）以国际学科发展前沿为方向，以合作研究为主要形式，在自然科学基础研究方面实行优势互补。20世纪90年代中期在两国基金会赞助的项目中，化学项目约占50%，数理项目约占1/3以上，材料项目居于第三位。
在两国的科技合作中，两国科技部所属的“中俄科学和高技术中心协会”，起到了穿针引线的作用。双方的协会互相提供科技合作信息，为各自的经济技术开发区和高新技术开发区提供可以合作的项目清单，推动双方科技合作成果实现产业化。
近年来，中俄相应部门和地区间的科技合作以及科研单位和科技企业间的科技合作进展较快。在全国许多省、市、区，初步形成了“官产学研”为一体的、有效的对俄合作方式。目前，在全国53个经济技术开发区和39个高新技术开发区大都有与俄科技合作的项目。
三、对俄科技合作的成效
最近10年来，由于贯彻执行了“官民并举，多渠道、多层次地开展以‘双引（引进技术、引进人才）’为重点”的指导方针，我对俄科技合作取得了重要的进展。根据不完全统计，我国从俄罗斯以及其他独联体国家大约引进上万名专家，2000多个技术项目，其中仅由科技部归口管理的就有400多项。通过对俄科技合作，我已经获得了从西方难以得到或需要用高昂的代价才能买到的高新技术和设备，创造了可观的社会经济效益。从俄引进的先进技术和设备，有的解决了我技术攻关的难题，缩短了研制开发周期；有的填补我科研和技术的空白。这些技术和设备，对于促进经济结构的调整，实施经济跨越式发展都起到了难以替代的重要作用。通过与俄的军工技术合作，我打破了西方的军事遏制和技术封锁，在一些常规武器的研制方面大大缩短了与世界先进水平的差距，增强了保障国家安全的能力。
（一）缩短研制开发周期，填补科研和技术空白
20世纪90年代以来，我与俄合作的科技项目大约70%已经得到执行并获得明显的社会经济效益。仅以我863计划项目为例，1995年底，在863计划实施10周年之际，我国评选出的10项重大科技成果奖中就有4项得益于同俄罗斯的合作。这就是：6000米水下机器人、合成孔径雷达、转基因羊和大功率激光器。通过与俄合作开展6000米水下机器人项目的研究，我不仅掌握了全部关键技术，而且提前10年完成了863国家计划中对水下机器人所规定的任务，使我国水下机器人的研制能力跻身于世界前列。我从俄引进受控热核聚变超导托卡马克装置T—7并成功地进行了改建，在短短几年内使我成为世界上继俄、法、日之后第四个拥有大型托卡马克装置的国家。与俄合作研制成功的第二代L波段星载合成孔径雷达在1998年抗洪斗争中发挥重要作用。通过与俄——独联体科技合作，“卫星行波管研制线技术改造工程”，在空间行波管研制能力方面实现了由单一管子的研制向整个器件研制的重大的转变。在空间技术领域，通过引进、合作和自主开发，我获得了突破性进展：掌握了诸如小卫星总体设计技术及其姿态与轨道控制技术和发射以及自主导航技术，登月飞行技术和空间飞行器系统技术，载人飞船部件，空间材料技术等。我许多参与合作的部门、单位反映，通过与俄科技合作并掌握相关的先进技术，我在一些领域的应用技术水平扶摇直上，缩短了10年甚至于20年的研发时间。
（二）促进我高新技术产业的发展
对俄科技合作对我高新技术产业的发展起着明显的促进作用。通过一次性买断、技术入股以及联合组建合资企业等多种形式，在不少省区开始出现了一批高新技术企业和合作研究开发机构或基地。江苏连云港田湾核电站是迄今为止由俄提供银行贷款与我合作的最大项目。在第一期工程施工中，最多时有400多名俄专家和西方专家同时工作。据国际原子能机构的检测，该核电站在技术参数和安全指标的许多方面都超过了俄罗斯和我国现有的同类核电站，处于世界领先地位。浙江“巨化集团”与俄合作建立的“巨（衢州）圣（彼得堡）化工集团”（“浙江巨圣氟化学有限公司”），用短短的两年半的时间完成了西方国家需要15～20年才能完成的聚四氟乙烯等新产品从研发到中试和产业化的全过程，并且通过与俄专家共同研制又开发出具有自主知识产权的新产品；与俄罗斯国家光学院合资建立的“巨兴集团”（“浙江巨兴光学材料有限公司”），通过合作研发，大大提高了我国人工晶体生产技术的档次。哈尔滨“圣龙新材料科技有限公司”通过非官方渠道引进俄的专家和技术，共同研究开发了具有自主知识产权的金属磨损自修复技术（ART），已经获得一项国防专利，并具有广泛的应用前景。山东省正在与俄合作建立“良种示范实验基地”、“育苗示范基地”、“急症研究中心”以及“粉末技术及自蔓燃技术实验室”等。这为我产业结构的调整和升级，以及高新技术产品的研制和开发提供了有力的技术支持。
空间飞行器总体设计范文第7篇
春节前的一个下午，《中国信息化周报》与李义章董事长进行了一个半小时的高端访谈，聆听了李总的创业经历，在畅谈企业发展与制造业产业形势的同时，探讨了两化融合的症结和突破的思路与方法。
《中国信息化周报》：索为系统作为一家长期致力于研发连接、驱动工业技术软件的工程中间件的高科技公司发展已近十年，您也已经是这个领域的专家，咱们先从最初谈起，先谈谈您的职业经历和索为系统成立的初衷。
李义章：我是学飞行器工程专业的，我的同学有很多仍然在做导弹设计、火箭发动机。但我还在学校时接触到CAE就着了迷。在1996年左右，基于计算流体力学的CAE软件还比较新，比如锅炉内的燃烧如何仿真、汽轮机中的流转如何仿真，国内好多企业没见过。因为对CAE的浓厚兴趣，我放弃了博士学位的继续研读，投身到CAE行业中，一干就是八年。
刚开始，CAE软件是一个小众市场，一套要卖十几、二十万美元，用的企业还很少。到了2005年左右，很多制造型企业意识到CAE的必要性，因为从设计画图到生产制造的流程太长，企业需要通过CAE仿真手段来缩短这个周期，降低生产风险，从而CAE的价值逐渐得到重视。
用户市场的旺盛需求吸引了很多人去做CAE软件的生意。很多国内的公司都是由在外企做过CAE的人出来后，带着两三个工程师创办起来的，主要靠国外CAE产品，签完合同两三个月就可以回款，赚钱比较容易。但对用户企业而言，买了CAE软件后的使用效果并不十分理想。某航空研究所做过统计，他们买了很多软件工具，但使用起来的还不到30%。类似的情况在当时比较普遍。
看到行业变成如此局面，我个人内心很不是滋味，就像当年在中关村卖电脑是很高大上的工作，但后来谁都能卖电脑了是一个道理。所以，当时我就决定换一个角度，站在用户端来看问题，比如飞机的设计到底该怎么设计最合理，这些优秀的软件工具该怎么用才能发挥最大的作用。在这样的背景下，我在2006年成立了索为系统公司，帮助用户做软件工具的集成应用平台。
索为系统成立至今一直没有正式过任何国外软件，尽管我们对CAD、CAE、PLM等工具的理解甚至比很多国内很多原厂商同行的理解还要深。因为我们认为，一旦形成了正式关系，索为系统就得站在软件厂商角度考虑怎么赚钱，从某种程度上有所违背要站在用户角度思考问题的初衷了。索为系统要做的就是站在用户角度看整个工程过程怎么样才更加有效，软件工具该如何组合使用效果最佳，从工程的角度去考虑IT工具怎么服务于工程。
《中国信息化周报》：这样看来，索为系统与其他公司成立的初衷和发展路径的确不太一样。在1995年左右，国家提出甩图板、甩图纸的“两甩工程”，很多公司就是在那个时期通过国外软件发展起来的。但索为不做，不是冲着生意去做，而站在用户端看怎么用IT工具。
李义章：对，IT技术和工业技术该怎么结合?站在IT端，每家厂商都觉得自己是老大，都觉得自己的产品是最牛的，能够解决用户所有的问题，但如果站在工业一端来看，并不是这样。从工业角度看，每个IT厂商解决的都是一个特定的问题，一定要很好地组合在一起，才能发挥最大价值。
我们从2005年就开始在小范围研究飞机设计，2006年成立索为系统公司，直到2010年我们都在做如何集成应用各种工具软件实现飞机总体设计。我们花了一年多时间做了一个原型系统，到沈阳某研究所交流，时任所长带着总工程师、主任来考察，均表示理念很新颖。因为当时，供应商到客户那里都是讲CAD、CAE和PDM、PLM等的，很少人去讲集成，介绍如何把这些工具串起来用的策略和方法。
其实，从2006年到2010年，索为系统公司的成长发展还是非常艰难的。因为市场成熟度不够，集成应用的概念还没普及，索为系统等于在做科普、做市场引导的工作，这通常是全球大厂商领导者才会去做的工作。但索为系统一直坚持研究飞机总体设计，经过四五年的努力，一步一步地打开了国内航空的一部分市场，包括之后又有了机遇进入到航天领域，陆续又挺进兵器、船舶等领域。发展至今，索为系统的业务结构在各领域均得到了较为均衡的发展，这在很大程度上得益于索为系统前几年在航空领域的知识和技术积累。
到了2012年，索为系统的发展模式又有了新变化——开始集团合作模式。原来索为系统的业务模式就是跟各个研究所一对一做项目。2012年，索为与中国航空工业集团展开战略合作，中航工业集团选择索为Sysware作为全集团的统一集成研发平台。今天来看，这是一次非常成功的合作，价值巨大，因为如果不用统一的平台，整个知识体系是无法搭建起来的。
2015年，索为系统又与北京神舟航天软件技术有限公司(简称“神舟软件”)签署了战略合作协议，共同服务航天科技市场。
总而言之，从一开始专注机总体设计然后到进入各个行业领域，再到展开集团级垂直化经营，这就是索为系统发展近十年来大致的历程。
《中国信息化周报》：了解了您和索为系统的发展历程，我们再来看看整个产业的发展。最近几年，中国的航空航天事业发展红火。但在整体经济下行趋势下，其他的制造业并不理想，索为系统了解的情况如何?
李义章：目前索为系统的客户大多是国防军工领域的企事业单位，他们受整体经济影响相对没有那么大。通过我们的观察和体会，国防军工领域的单位越来越重视信息化了，呈现的还是整体向上的趋势。但就信息化应用水平而言，实际上，包括航天航空在内的高端制造行业与我们所想像的水平还是有一定的差距。
《中国信息化周报》：就像您刚刚讲的军工行业的信息化投入比较大，但实际上信息化还没有达到应该有的高度，发挥出该有的价值。这其实深层次讲的就是国家、工信部需要破的题——信息化、工业化两化如何深度融合?到底突破口在哪?
李义章：从两化融合到两化深度融合，我们国家一直在推动，这也从一个侧面反映出这个问题还没有得以解决。我感觉目前的信息化和工业化还是有些“油”和“水”的关系。
《中国信息化周报》：这里面的症结在哪?
李义章：有人认为是信息化的投入还是不够。我个人不这么看，其实中国信息化的投入已经力度很大了，比如国防军工的很多研究所，几乎拥有了所有的先进软件和IT系统。所以，我认为症结并不在信息化这端，而是在工业化这端。本来信息化和工业化的属性就不一样，就像油是油的属性，水是水的属性，想要融合除非改变各自的属性。打个比方，这就像写文章，原来是用纸和笔写，现在用word在计算机里写，手段虽然已经是信息化了，但word和计算机是不能保证能写出好文章的。因为写出好文章的关键还是在人的大脑里存储的知识、经验、方法，道理是一样的。
所以，我觉得中国要实现两化融合，当务之急是要改变工业技术的属性，只有这样才有可能和信息化更好地融合。这也就解释了为什么GE通用电气提出口号是未来五年内它要成为最大的软件公司。GE不是要成为微软那样的软件公司，而是要把它的工业技术都软件化，只有把工业技术都显性化、软件化出来，才是与信息化成功的融合。而目前，我国的工业化受到的重视远远不够，尤其是工业技术体系，这方面比较匮乏。
《中国信息化周报》：那么，工业技术体系都包括哪些内容?该如何固化、沉淀?
李义章：工业技术体系涉及很多内容，从基础的原材料的标准、规范、方法及理论基础等;到产品层面，比如螺钉螺母如何才能真正做好;再到行业层面，比如各种飞机很多是共性的东西，应该形成共享的知识体系。我们比较缺乏可继承、可复用、可分享的金字塔形的工业技术体系。
波音、空客在工业技术体系构建方面优势明显。比如波音787的整个研制过程使用了8000多款软件，这其中只有1000多款是商业软件，像CAD、CAE等，还有7000多款是属于波音公司自己的、非商业化的软件。这是波音几十年积累下来的，包括飞机怎么设计、优化以及工艺等的关键知识经验都在这7000多款软件里，波音把工业技术体系都软件化到了这7000多款软件里，这才是波音的核心竞争力。这些是外界同行通过交流、学习、考察无法看到和学到的。
空客也类似，工程师每完成一个成果还要同时提交一份方法报告，说明这个成果是怎么做的，之后这个报告会提交到COC部门(能力中心)去做归纳总结整理。如此一来，每个人做的工作都是在前人的基础之上，协同完成整体工作。遇有个别人的离开也不会影响整体工程，因为其他人知道他那部分是怎么做的。
而目前我们国内还没有形成这样的一整套完善的技术管理体系，每个人的方法各异，老前辈专家离职或者退休之后，那些知识和方法都随着这些人的离去而被带走了，后来的人来还得自己摸索实践自己的方法。索为系统刚开始就是想站在用户的角度来解决怎么用好各种软件工具的问题，后来逐渐从工具拓展到团队、数据和知识，把中间过程封装成一个个模块，其实恰恰解决的就是相关技术体系的封装和沉淀，沉淀下来之后可以重用、共享。结果很重要，但过程更重要!
《中国信息化周报》：据说已累计投入3亿元的索为系统核心平台化产品——Sysware就是在努力实现上述所有功能。能否请您介绍一下，Sysware平台产品本身从最初解决用户怎么用好、用通各种软件工具到实现知识自动化的演变过程?
李义章：索为系统做Sysware平台，最开始就是要实现CAD 、CAE的集成，通过集成支撑飞机总体设计，后来演变成做工具的中间件，通过它可以把操作工具的知识封装在一个组件里，如此一来，让不会用CAD、CAE等软件的人能用、用好各种工具。比如设计飞机机翼，要用CAD画出来是很复杂的，老专家就不会用CAD建三维模型，但有了这个知识组件就好实现了。
刚开始，Sysware是局限在对工具的操作层面，我们在美国的专利就是IDE(集成设计环境)这部分，通过把工具的操作知识封装成知识组件，实现重用、共享，让不会操作的人可以直接用这些工具。到后来，工具层面的问题解决之后就更涉及团队的问题了。团队之间如何协作共享?团队协作是靠好的管理者或者总师开会协调，实现协作，但如何实现这个过程的自动化、规范化、更高效?Sysware又添加了过程中间件P2M(项目流程管理)。再后来又涉及到过程中的数据管理，是我们的EDM(工程数据管理)产品，然后操作过程和协作中产生了很多知识，又出现了知识中间件KE来实现知识管理。就这样，到目前形成了工具管理的工具中间件、过程管理的工程中间件、数据管理的数据中间件和知识管理的知识中间件，四个系列产品构成了Sysware平台的完整的产品结构体系。
《中国信息化周报》：索为系统宣传Sysware是一个横跨、兼容所有CAD、CAE、PDM、PLM产品的软件工具，这种兼容不是开发层面，而是使用操作层面，对全过程的一个横跨。但PLM产品也是从设计到生产、制造的全生命周期管理，与Sysware全过程的区别是什么?
李义章：PLM的核心是产品的生命周期的管理，是以产品为中心的，包括BOM(物料清单)、模型产品数据的全生命周期管理。比如设计一个飞机时，PLM技术解决的是一个飞机设计出来之后，它的机翼、机身模型数据都在哪里，包括零部件、材料等数据以及工艺设计。但机翼是怎么出来的，从需求到草图，会产生哪些问题，这些是PLM并不能解决。虽然PLM也是全生命周期的，包括画图、结构、工艺、制造，但它恰恰不管生成的这个过程。通俗地讲，PLM管的还是结果，而产生结果的过程是可以通过Sysware平台来管理和控制的。
过程的核心是工程设计方法，它跟信息化没多大关系，但工程的过程方法必须显性化、软件化。原来一个机翼设计生产出来时工程师是说不清楚它是怎么出来的，索为系统就是要实现这个过程的显性化和软件化。
《中国信息化周报》：中航工业全集团统一的集成研发平台全面采用Sysware平台，并由索为系统提供技术支持，请问这个项目的进展和平台的应用效果如何?
李义章：中航工业集团目前还不能说做到100%的过程沉淀，但已经把主要的过程知识沉淀下来了，不可避免地还有一小部分需要依靠线下手动来实现。索为系统的客户中有一家企业做的相对比较彻底，它是位于上海的中航商用发动机有限责任公司，他们有超过1000名设计人员。公司要求他们上班就要登录Sysware平台直到下班方可退出，目的就是要记录设计工程师们一天工作中所接受任务、用的工具、用工具完成的过程以及过程中产生的数据知识，都在这个系统里。系统里不只有结果，还有产生结果的过程。
《中国信息化周报》：应用Sysware这个平台给中航商发带来的效果和效益是什么?
李义章：第一是规范化，因为系统中定制了大量操作流程，比如叶轮的分析等设计人员都是要按照规范流程去做，实现了流程的规范化;第二是过程可追溯，因为过程是被全程记录下来的，如果有问题，这个模型和数据一步步是怎么来的是可以被追溯，从而进行修改;第三是提高效率，索为系统给商发做了很多知识组件，可以将其工作效率提高数倍，甚至原来需要十天的工作量现在一天就可以完成。
《中国信息化周报》：C9飞机的下线也是之前比较热的话题。请问C9飞机的设计制造过程中，关键部位的设计、研发和生产管理等各个环节是否都有索为系统公司的鼎力支持，不知能否具体介绍?
李义章：我们非常荣幸的参与其中!对于C9飞机，索为系统用Sysware平台帮助中国商用飞机有限责任公司(简称中国商飞)解决了三个系统层面的问题：一是飞机总体设计系统;二是其结构设计系统;三是复合材料设计分析系统。
《中国信息化周报》：索为系统在军转民方面做的怎么样，有怎样的规划。
李义章：像北汽福田、玉柴都是我们的客户，接下来也会继续加大投入。我们帮助玉柴做一个选件匹配系统：比如一个发动机的设计，因客户不同需求产品的成本、交货周期也都不同，原来玉柴的做法是需要工程师拿到需求后核算，一般三周算出来，但现在通过索为的系统一天就能给出结果。
《中国信息化周报》：国产软件就工业软件产业本身而言，有人认为核心技术还是掌握在国外厂商手中，国产工业软件发展并不如意，也有人认为随着国产化进程推进以及航天航空等领先技术发展，工业软件大有可为。索为系统怎么看?
李义章：目前索为系统的产品全部拥有自主知识产权。对于自主，我认为CAD国产化是可能的，但CAE很难，因为CAE门类繁多。其实基础的CAD、CAE、PLM软件已经很成熟了，国产软件厂商的竞争空间比较小。而工程中间件领域有很大的机会。索为系统理解的工程中间件是一种开放的工业软件平台，对下可以兼容集成各种工业软件和设备，对上可以承载企业工业技术体系。一旦在工程中间件平台建立工业技术的知识自动化体系后，底层用谁的工业软件和工业控制系统已经不重要，工业体系的技术安全和数据安全也可以得到有效保证。本质上看，工程中间件和知识自动化也是一种横向开放的生态系统。如果能借鉴互联网发展的模式，集中力量形成整个制造业工业技术的知识自动化体系，那么中国的工业技术体系，将走出一条不同于西方国家的模式，真正实现工业技术的自主、可控与安全。
《中国信息化周报》：索为系统规划公司最新的发展方向及战略是什么?
李义章：我们的目标是希望用3-5年时间，在国防军工领域统一平台，让更多的知识效益得到最大化的提升。我们的最终的目标还是服务好工程师人群，让他们通过使用索为的平台来让自身工作更规范、更高效。如果知识自动化平台是统一的，那么对工程师来说就意味着有更多的资源可用，很多模块能让他们更加快速和高效的完成工作。我们要不断打磨、优化我们的产品，增加工程师人群的粘性，熟练地使用Sysware平台。
《中国信息化周报》：2016年索为系统制定的年度工作目标是什么?
李义章：一是通过行业战略合作，把垂直市场做透，扩大产品覆盖面;二是持续优化我们的实施模式，将项目周期缩短。
《中国信息化周报》：很多企业都在借助资本实现外延式发展，索为系统在这方面的情况如何?
李义章：索为系统2013年就开始运用资本手段了，引入了三家外部的投资方，IPO也在准备中。
记者手记
从采访邀约到认识熟悉再到完成访谈，与索为系统公司的交流过程让人感觉顺畅舒服，访谈内容也让记者受益匪浅。
为什么说舒服，体现在三方面。第一是索为系统市场部的热情与细心：电话、邮件沟通反馈迅速，又专门面谈加深了解、沟通提纲，访谈现场的纸、笔、水、录音笔，虽然记者都有自备，但也让人倍感舒服贴心;第二，访谈当天，记者在索为系统听到，老员工都称呼董事长李义章为“老李”;第三，李义章的讲话风格是客观而实际，既不是说半天等于没说的“太极”风，也不是从头到尾都是“王婆”的自夸风，更不是动辄“智能制造”满嘴跑的口号风，而是真正站在产业践行者和观察者的角度，务实地来谈从业务和行业发展。
作为一次企业访谈，我们并没有就企业说企业，反而“两化融合”成为了访谈重点内容。
说到两化融合，国家有国家高瞻远瞩的战略，行业有行业切身的体会和看法。曾记得，一位资深前辈对记者说过，中国的两化融合得以大飞机等整机制造为主体，以仪器仪表和通用装备制造为两翼展开，重点在工业端，而不是信息化，这与李义章两化融合的关键是工业技术体系的建立的观点异曲同工。
记者也深以为然。对我国的两化融合而言，不在工业端下功夫，没有工业技术体系基础，没有质量过硬的产品，不改变生产方式，即便有再大的信息化投入，所谓的工业4.0、智能制造也只能在远方向我们招手。
而对于建立工业技术体系，我们只能说：结果很重要，但过程更重要。
空间飞行器总体设计范文第8篇
1．1传输方式容错每个SpaceWire路由器包含8个物理端口，端口地址取值范围1～8，此地址用于数据包的路径寻址;同时每个连入网络的节点设备的每个接口都会分配一个逻辑地址，取值范围32～255，用于进行逻辑寻址和判断接收数据包的正确性。两种寻址方式在网络中结合使用，数据包的传输方式设计有如下三种，在实际应用中由网络管理设备负责设定当前传输方式。传输方式1此方式为总线网络的优先和主要传输方式，所有节点设备和路由器的主份(或备份)工作，每两个路由器之间的组适应链路由两条独立链路共同构成，所有数据包传输采用逻辑寻址，由路由器根据路由表自动确定传输路径。从卫星管理单元主(SMU_N)向存储复接单元主(Memory/Formater_N)发送数据包格式为:＜86＞＜数据内容＞＜EOP＞，相应返回数据包格式为:＜50＞＜数据内容＞＜EOP＞。各主份路由器中配置了与逻辑寻址相关的路由地址表如表1所示，表中仅给出与上述数据包传输相关的部分。对于组链路的一组端口＜1，2＞，路由器优先选择1，其次选择2。传输方式2当传输方式1中的主干路上发生一个路由器失效或者一个组适应链路失效，如Router2_N失效，或Router2_N与Router1_N之间的组适应链路失效，则网络中的交叉链路和备份路由器启用，即Router2_R将会代替Router2_N工作，此过程由网络自动完成。数据包仍然采用逻辑寻址传递，格式与传输方式1中相同，各备份路由器中要配置与逻辑寻址相关的路由地址表。传输方式3当网络中某路由器的路由配置表发生错误时，网络采用路径寻址方式传输数据包，由于网络中链路级实现了多重冗余，因此两个节点设备间具有多个路径可选，通过静态分配的方式，可以有效避免路径上发生堵塞。如从图1中卫星管理单元主份(SMU_N)向存储复接单元主份(Memory/Formater_N)发送数据包的路径寻址格式可设定为:＜1＞＜3＞＜3＞＜1＞＜数据内容＞＜EOP＞。
1．2协议容错机制SpaceWire总线网络设计通过采取多层次的容错措施保证网络通信服务质量，如图3所示，协议容错机制包括:①链路冗余:SpaceWire总线网络的所有主(备)路由器之间采用双链路构成组适应链路，组适应链路与1553B总线的双冗余工作机制相同，为完全的热备份模式。通过预先配置路由器的路由地址表，当一条链路失效时，另一链路将自动替代。②路由冗余:网络中的路由器分为主、备两组，按热冗余方式工作。③节点冗余:SpaceWire节点设备按照主备机冗余方式设计，分别通过主份和备份路由器接入网络。当发生链路或者单机失效时，可由备份通道或者备机替代工作。④协议容错:SpaceWire网络协议分为多个层次，每层设有容错措施，物理层和信号层采用屏蔽的低电压差分信号(Low-VoltageDifferentialSignaling，LVDS)传输、DS(Data-Strobe)编码等措施，保证信号具有很强的抗干扰性能;在数据字符层设置奇偶校验位检错;数据流的传输设置4个控制字实时反馈数据包传输状态，在链路出错后可自动初始化恢复;网络层路由器具有仲裁、看门狗等功能;传输层数据包内容采用循环冗余校验(CyclicRedundancyCheck，CRC)、RS(Reed-Solomon)纠错码保护;应用层采取错误检测处理、应答、重试等手段保证通信的可靠性。⑤网络管理:在网络系统中设置网络管理设备负责网络的健康状态维护。网络管理层采用路径寻址的方法周期性对网络中的所有链路和路由器进行扫描，对于发现的故障进行修复、隔离，或对网络结构重新配置，从而保证系统连续安全可靠运行。
1．3可靠度可靠度代表总线网络能够成功进行数据包传输的概率。为便于建立可靠性模型，图1的SpaceWire总线网络简化为图3形式，路由器标记为Ax，路由器之间的组适应链路标记为Bx，交叉链路标记为Cx，所有同类型的模块具有相同的可靠度，每一级路由器和其右侧的链路共同构成网络的1级。根据图4建立整个总线网络的可靠性框图如图5所示，所有SpaceWire连接的失效率可认为相同。根据美国国家军用标准MIL-HDBK-217F手册提供的失效率模型，采用应力分析法得到路由器(A)和SpaceWire链路(C)的失效率分别为0．231(失效数/106h)和0．001092(失效数/106h)，从而计算出规模为n=4，6，11的网络系统可靠度曲线如图6所示。可见通过冗余设计，多重路由的总线型SpaceWire网络在较大规模(n=11)和长寿命(15a)条件下能够达到0．99以上，达到大部分航天器设计要求。
2网络传输性能分析
SpaceWire网络的主要目标是实现高速数据传输，目前SpaceWire芯片可达到的典型速率为200Mb/s，容错型网络拓扑可以实现更高的网络吞吐。图1的总线型网络拓扑采用主份(或备份)路由器间的组适应链路以及主备路由器间的交叉链路实现链路级三冗余，因此总线带宽最高可以达到600Mb/s，但考虑到数据包在传输过程中需要增加包装信息，有效速率会有所降低。相距n级路由器的两个节点间传递数据包最多需要增加nB的地址信息和0．5B的包尾信息，以RMAP数据包头最长20B计算，设在总线上传输的整个数据包长为NB，总线速率按照200Mb/s计算。根据式(3)得到节点距离n=5，10，20的情况下包长和有效带宽的关系曲线如图7所示。可以看到在包长较短时即使总线传输速率很高，但实际利用的有效带宽却较低，当包长达到200B以上时，有效带宽可以迅速提高到接近总线传输速率，使总线网络高速率的优势得以发挥，因此在SpaceWire总线的应用中应避免传输大量的短数据包。SpaceWire总线标准允许速度在2～200Mb/s的不同速率节点接入同一网络运行，速度过低的节点在网络中传输数据包时会较长时间占用链路，有可能导致堵塞使得其他节点发送的数据包不能及时通过而产生延时。以下分析典型情况，设定:数据包长Tp(单位为B)，链路速率V(单位为Mb/s)，路由器延时Dsw(单位为μs)，在无阻塞情况下，相距n级的两个节点间传递数据包耗时为。路由器延时Dsw为固定值，约0．5μs。图8为不同包长情况下相距n=5，10，20的两个节点间的网络传输耗时计算结果，Ds为无阻塞情况，Db为阻塞情况，链路速率V=200Mb/s。可以看出网络无阻塞情况数据包长对传输延时影响极小，而发生阻塞时长数据包造成的传输延时随网络级数增加迅速增长。图9给出不同链路速率情况下，包长Tp分别取50和1024B时的网络传输耗时结果，可以看出在速率低于50Mb/s时，无阻塞情况下数据包传输延时受包长影响仍较小;而阻塞情况下的延时随包长增加呈现指数增长，会对实际应用造成严重影响;而当速率在100Mb/s以上时，网络延时基本可稳定在较小的范围内。综合以上结果，在SpaceWire网络系统的设计中，须优化数据包种类，尽量采用长包传输以提高网络带宽利用率，同时兼顾路由器堵塞带来的延时，需根据系统允许的延时确定包长范围;为提高网络的整体效率所有链路接口可设置较高的发送速率。根据分析结果较优的参数为数据包长取200B以上，链路接口速率取100Mb/s以上。本文提出的容错型网络中通过冗余链路降低了路由器堵塞的概率，可以更好地控制网络延时。同时通过设置数据包优先级，配置路由器按优先级进行仲裁，可保证具有实时性要求的数据包优先传输。另外对于相互之间有大块数据传输的节点布置在网络中的相近位置，可以避免发生较长路径的堵塞，降低延时，如图1网络中的载荷仪器(Instrument)和存储复接单元(Memory/Formater)连接在网络同一级上，载荷仪器产生的大量业务数据可直接快速进入存储器。
3结语