航天器（精选8篇）
38152111 张艾
载人航天器技术是指有人（航天员）参与的，对太空（包括对地球以外的天体）进行探索以及利用太空的特有环境进行科学研究以及利用太空的特有环境进行科学研究、资源开发与应用的综合性工程技术。载人航天技术体现在载人航天系统之中。
为什么要把人送进太空呢？这是从航天发展的初期就提出的问题。概而言之，除了人类强烈的探险欲望外，更重要的是人的作用是不能用机器来代替的。认识载人航天系统中不可缺少的一部分。
人在空间中最特殊的作用是他的判断力、创造力及维修功能。人所具备的主要能力为：
（1）知觉和感觉能力 包括视觉、听觉、触觉、动觉、平衡能力、冷热感、嗅
觉等。
（2）智力 即人的认识能力、记忆力、联想与总结能力及判断能力。
（3）运用控制能力 包括力的产生与运用，运动速度的控制，自发响应的控制，连续调整控制，臂、手、指的控制及身体运动。
在空间进行的操作活动，有一半必须依靠人的上述能力去完成，如生物传感器的安装，电子、液压、机械等接口的拆装，工具的更换，信息的处理、检查、观察，目标的对准，积极情况的判断等。人工操作是自动化、机器人的先导，机器人的动作无一不是对人的动作的模仿。空间的操作是人和自动化机器之间的权衡。即使所有操作都自动化、智能化了，仍然离不开人的介入，至少是遥控介入。
发展载人航天的主要意义有：
1、充分利用空间环境资源
太空是人类继陆地、海洋、大气层之后的第四活动领域、微重力、强辐射、高洁净、无污染、改变昼夜节律等特点。得天独厚的太空环境有着远大的潜在开发前景。以空间站为核心的载人航天系统，还能够充分的利用空间的高远位置，在有人照料的条件下，更有效的更有效的进行对地观测，以获取更丰富的信息。
目前，发达国家都在探索如何产生出人类迫切需要的新产品，扩大产品的高技术含量。利用空间环境的特殊条件进行物质生产具有较强的吸引力。科学家们指望在空间摸清一些可以指导地面生产的的规律。其中，空间微重力环境的开发和利用尤其受到重视。开发的重点是空间材料加工和空间制药。
2、促进科技进步和高技术产业的发展
载人航天是高技术密集的综合性尖端科学技术。它博采现代科学技术众多领域的最新成就，同时又对现代科学技术的各个领域提出新的科学要求，从而推动了整个科学技术的进步和高技术产业的发展。载人航天一直是与新技术及新产业革命兴起和发展紧密联系在一起的。、载人航天的发展水平全面的反映一个国家的整体科技和高技术产业的水平，特别是系统工程、自动控制、计算机、推进、通信、遥感、测试、新能源、新材料、新工艺、激光、微电子、光电子等技术以及近代力学、天文学、地球科学、航天医学、空间科学等的水平。
3、增强综合国力
发展载人航天已经成为或者正在成为发达国家科技发展的重要组成部分。载人航天技术的发展体现了一个国家的科技和额经济等实力，是一个国家国力的综合反映。综合国力是经济、科技、政治、外交、文化、教育、军事、国土、资源、人口及社会发展等要素综合显示的表征。
发达国家均把增强国力作为发展载人航天的主要目的。各国在其发展战略和规划中，都认为发展载人航天具有增强民族自豪感和凝聚力的作用。当今世界发达国家制定的大战略，都是基于21世纪初将进行综合国力较量的认识。其核心是发展高技术，主要内容之一就是建立和发展相应的载人航天体系。今天的载人航天系统的发展正与国家战略及其政治、经济、科技、社会和国家安全十分紧密的联系在一起。
4、开发军事应用的潜力
航天器舱体 (如卫星、火箭、导弹等) 实际生产装配时, 零件装配规模大, 装配环境空间狭小, 舱体装配复杂性直接影响了产品的装配时间、成本和质量。通过建立装配规划和评价的虚拟环境来探索运用虚拟现实技术进行设计和制造的潜在技术, 为航天器装配体的规划、评价和验证提供新的低成本的快速方法。国内外不少机构相继开发了各自的虚拟装配系统, 如VADE[1]、VTS[2]等。航天器装配中, 最有代表性的是优化和检查装配工艺的Archimedes[3]交互式装配规划系统, 该系统已成功应用于多家企业的实际产品部件的装配顺序规划。
产品在研制、设计、生产、使用和保障工作中都会产生许多技术信息文件, 这些信息数据是支持产品装配的重要资源和工具, 如果能将装配所需信息直接显示在装配场景中, 则可方便地引导工人完成装配任务。例如, 欧洲航空防务与航天公司利用ARVIKA[4]系统解决了某战斗机的布线效率和质量的问题;NIST和德法意合作的STARMATE[5]项目, 实现了基于增强现实的复杂机械产品的装配培训和维修。此外, 由于航天器舱体开敞性差, 故操作装配工具和人员的工作活动受限, 采用的人工目测检查方法误差大、可靠性差, 无法满足产品质检的需要。设计基于机器视觉的航天器舱体装配质量检测机构, 利用摄像头获取舱内装配结果的图像信息, 辅助进行装配几何特征的分析, 进行多余物和设备间隙等的检查, 可以提高装配的检查效率。
1 智能装配系统设计与体系结构
智能装配系统是一个综合运用计算智能、人类智能和机器智能的装配系统平台, 该系统平台由软件系统和硬件系统两部分组成。软件系统主要实现产品的装配序列求解以及混合现实环境下的装配验证、优化和训练, 硬件部分实现基于视觉的装配质量检测。智能装配系统总体框架结构如图1所示, 包括装配应用层、支持工具层和支撑环境层。其中, 装配应用层包括产品智能装配规划、装配验证与训练、装配质量检测3个应用模块;支撑环境层包括数据库、虚拟外设接口、虚拟环境开发包等;工具层从不同方面为产品面向装配的设计、规划、训练、检测提供工具和辅助设计决策。
基于航天器舱体产品的需求, 设计部门通过三维设计形成航天器舱体的装配模型, 利用数字模型进行舱体内结构的装配规划, 形成初步的舱内结构零件装配次序和路径。以上述结果为基础, 在虚拟装配环境下, 利用舱体装配信息增强、虚实混合舱体模型, 在约束管理支持下, 通过和CAD系统进行数据集成和转换, 验证和完善装配工艺, 得出合理的舱内零件的装配工艺, 为航天器舱体产品装配提供参考。在实际舱体装配完成后, 利用装配质量检测机构对舱体内的装配状态进行图像采集、分析和评估, 得到航天器舱体内结构的装配质量情况。
2 基于蚁群算法的装配序列规划
装配规划智能计算是规划和优化航天器舱体装配工艺的理想方法。目前的装配序列规划方法主要包括基于图论和经验的方法、基于启发式搜索的智能算法的方法和基于虚拟现实的方法。本系统针对航天器舱体产品的装配序列规划, 利用蚁群算法寻找最优或较优的装配序列。
2.1 舱体产品装配模型的简化
针对舱体产品的特点, 将舱体产品简化成圆筒形, 主要考虑舱体中每个零件的装配深度、体积大小和装配工具等信息。深度信息, 就是每个零件相对舱体的某一端进行装配时, 伸入到舱体内部的距离;体积信息是指每个零件在舱体内部所占空间的大小, 即每个零件的实际体积;装配工具信息就是每个零件进行装配所需要工具的信息。为了满足实际装配要求, 约定如下原则:零件在装配的时候, 首先满足深度优先的原则, 即在装配过程中, 深度大的零件先进行装配;深度相同的零件在装配时, 尽量让体积大的零件先进行装配, 其次让使用相同装配工具的零件优先装配。
2.2 转移概率的定义
利用舱体中零件的深度信息、体积信息以及装配工具信息等, 建立蚁群算法的目标优化函数。根据舱体零件的装配原则, 在搜索序列的时候, 首先按照深度的大小进行零件搜索排序, 再在深度相同的零件中按照蚁群算法的概率进行选择。设搜索操作序列的蚂蚁数量为M, 蚂蚁从一个节点到下一个节点的可能性由概率大小选择, 假定蚂蚁从上一次到达的节点转到当前节点的路径为 (i, j) , 那么搜索转移概率就由该路径上的信息素浓度τij (t) 、深度引导因子dij (t) 、体积引导因子sij (t) 、工具引导因子Tij (t) 共同决定。转移概率P (k) ij (t) 定义如下:
式中, Ak为蚂蚁下一次可能访问的k个可行装配节点的集合;α、β、μ、γ分别为信息素浓度、深度引导因子、体积大小以及工具引导因子的权值, 均为非负数。
2.3 信息素更新规则
蚂蚁在走过的路径上留下信息素, 以影响后来蚂蚁的搜索。为使得蚂蚁能够搜索到更广范围内的解, 在构建序列的过程中, 如果蚂蚁从装配操作i选择了装配操作j, 相应路径上的信息素可根据以下局部更新规则进行更新[6]:
τij (t) ← (1-ρ) τij (t) +ρ τ0
式中, ρ为信息素的局部挥发率, 0<ρ<1;τ0为初始信息素的大小。
在所有蚂蚁完成一次循环后, 全部路径上的信息素以同一挥发率衰减, 本次循环中最优序列的蚂蚁在相应的路径上增加全局信息素。全局信息素更新规则如下:
式中, δ为信息素全局挥发率, 0<δ<1;m为本次循环中最优序列的个数。
增加的信息素大小为
S=wn+1
式中, Q为调节参数;S为序列质量评价函数;n为本次循环中得到的最优序列的装配工具改变次数;w为工具改变次数的权重, w∈ (0, 1]。
全局规则根据序列质量的好坏来增加信息素的值, 装配工具改变次数越少, n的值也就越小, 则增加的信息素就越多, 从而使好的序列对后续蚂蚁的吸引力变大。全局更新规则中没有零件深度和体积的影响, 是因为所有零件都进行装配时, 其深度的总和与体积的总和是不变的, 不影响一条序列的质量。
对某航天器舱段采用蚁群算法进行装配序列求解, 设定蚁群算法各参数如下:α=1.0, β=0.8, μ=0.5, γ=0.5, ρ=0.2, δ=0.2, Q=0.8, M=10, w=0.5, 循环次数N=100。在对39个零件进行装配时, 工具共更换6次。
3 虚实融合装配工艺的验证与训练
混和现实技术将虚拟模型、真实图像、增强信息等相互融合展示在装配场景中, 在装配过程中为培训人员提供全面的可视化知识。构建基于混合现实技术的多通道装配环境, 充分利用人的直觉和装配知识/经验, 同时发挥机器的计算能力完成装配过程中的相关精确计算, 以人机智能相结合的方法对装配工艺进行虚拟验证和训练。
3.1 虚实融合建模
首先构建模拟真实装配场景的虚拟装配场景, 然后采用机器视觉手段, 对真实场景中相机捕获的视频信号进行图像处理、特征识别和相机标定, 得到相机相对于真实场景的位姿参数。使用基于视觉的标志物跟踪技术, 对采集到的图像进行处理与识别, 达到跟踪用户视线变换的目的, 从而实现相机标定功能。将标定出来的摄像机参数赋给虚拟环境中的虚拟摄像机, 利用相机标定参数对虚拟场景进行注册, 确定虚拟零件在真实场景中的位姿, 实时生成并渲染虚拟装配场景中的装配零件, 将虚拟场景和真实场景融合起来, 实现虚拟物体模型与装配工作场景视频的注册融合。
虚实混合装配场景中, 虚拟对象包括虚拟零件、可视装配特征和上下文导航信息。虚拟零件为系统从CAD软件中提取并转化为相应格式的零件几何模型;可视装配特征用来表示零件装配配合关系的可视几何元素, 分为线和面两种显示风格;上下文导航信息包括装配步骤指示、装配工艺要求等文字信息, 以及用来提示用户需注意的装配区域、零件装配方向或路径图形信息。真实对象包括真实零件与真实装配环境。真实零件采用线框模型表示, 系统将零件轮廓叠加到视频中, 与真实零件影像对齐, 增强显示零件的精确位置和几何形状信息;真实装配环境一般作为背景出现在增强现实视频中, 本文用包围盒模型表示真实装配环境, 实现虚拟零件与装配环境的碰撞检测, 并将虚拟零件的装配运动范围限制在一定物理空间内。
3.2 装配信息增强
采用虚实融合技术进行辅助装配, 目的是将装配所需要的相关信息与装配物体有机结合起来, 使这些信息直接显示在用户所能看到的真实场景中 (图2) , 方便用户完成装配任务[7]。依据信息的不同作用, 增强信息主要包括装配零件信息、装配工艺信息和装配特征信息。
装配零件信息为采用文字形式显示零件的名称、标示、装配目标位置和装配相关的零件属性信息。这些信息便于操作人员熟悉装配产品, 判断所装配零件的对错、零件装配的特殊要求等。
装配工艺信息包括零件的装配说明、运动路径、所需装配工具, 以及装配目标位置等信息。路径可以采用虚线或者动态箭头加以提示, 实现动态图示化装配导航。
装配特征信息增强显示待装配零件和目标零件的装配特征信息 (面、轴、孔等) 、配合类型信息, 可以方便操作人员进行装配, 避免某些紧固件的漏装和误装。
3.3 约束下的手装配
为了实现虚拟环境下的精确装配, 我们采用了一种基于代理的方式[8], 即借用增强装配特征信息及高亮包围盒来进行视觉引导, 同时利用生成增强装配特征关键点来生成和计算装配零件与目标零件特征间的空间位姿关系。结合虚拟装配场景的组织特点, 将约束代理实体设置为零件的子节点, 这样就实现了约束代理与零件的同步运动。为了增加虚拟手装配时的可视性, 我们改变虚拟手的颜色来显示其工作状态。当虚拟手抓取零件进入舱体后, 舱体外壳以透明方式显示, 如图3所示。
在虚拟装配中, 虚拟手和操作者手之间的位姿关系通过配戴的数据手套来保持一致, 从而可以通过虚拟手来实现对零件的操作。任何一个约束都带有一个参数θ, θ是与约束类型有关的角度或距离。系统先求出被抓取零件在虚拟环境中的全局位姿矩阵, 然后根据约束代理到零件之间的位姿关系, 实时计算约束的两个代理实体之间的位姿关系, 当约束参数θ达到设置的捕捉误差时, 自动对两个约束进行捕捉。约束代理的位姿满足捕捉误差后, 系统根据约束识别的结果以及零件的运动自由度, 对零件的空间位姿进行调整, 使之精确地满足零件当前的约束关系, 完成当前装配约束的确认。
4 基于机器视觉的装配质量检测
航天器舱体装配质量检测常用的方法有转动舱体听声、手电筒照射目视检查等, 对细长和装配密度高的舱体, 很难发现装配多余物并测量零件间隙。本文针对航天器舱体设计了一个装配质量检测系统, 利用摄像头获取舱内装配结果的图像信息, 辅助进行装配几何特征的分析, 实现舱内多余物检查和设备间隙检查。
4.1 视觉检测机构
视觉检测机构由机构部分和视觉部分构成。机构部分包括底座、升降机构、运动机构, 能实现沿舱体径向的旋转、沿舱体轴向的平移和整个机构垂直方向高度的调整。升降机构调整运动机构垂直方向的位移, 使探杆与待检测腔体同轴;运动机构包括探杆、探杆空心套、中心齿轮、探杆支撑座、平移电动机座、齿条、平移电动机齿轮、运动支撑台、旋转电动机齿轮、旋转电动机和平移电动机。视觉部分位于运动机构的探杆末端, 包括支撑板、摄像头、镜头、直角棱镜和光源。摄像头平行于舱体轴线放置, 光轴与舱体中轴线重合。通过直角棱镜45°斜面的反射, 获得舱体内待测区域的图像。图4为视觉检测机构采集某航天器舱体内部装配状态的工作照片。
4.2 多余物检测
为舱体内常见的多余物建立模型数据库, 通过边缘位置匹配算法识别并定位舱体中可能存在的多余物。数据库中的多余物模型信息包括预先采集的样品多余物的数字图像、以像素为单位的多余物尺寸信息 (由图像中与多余物对应的图像区域定义) 、多余物坐标信息 (由多余物中心位置与方向定义) 。舱体中常见的多余物包括螺钉、螺母、垫片、扳手、起子、线头等, 现阶段选取螺母、螺钉为检测对象。
根据数据库中定义的多余物模型, 通过边缘匹配算法在检查机构采集到的图像中进行多余物搜索。算法的搜索位置范围为整幅图像, 旋转范围为0°～360°, 缩放范围为70%～130%。多余物检查试验结果如图5所示。
4.3 零件间隙检测
首先读入检测机构采集到的数字图像数据, 进行图像预处理并识别待测量间隙的相关零件边缘位置信息, 沿垂直边缘方向采样图像数据, 并采用子像素技术[9]分析该图像数据, 计算得到零件之间的距离。图6所示为舱体内某对零件间的间隙检测处理流程。
(c) 子像素图像分析 (d) 计算零件间隙值
沿间隙边缘画一条采样线, 沿着采样线获取一组采样点的灰度xb (b=1, 2, …, m, m为需要计算像素的总数) 。使用采样点前3阶灰度的矩来获得子像素边缘的位置, a (a=1, 2, 3) 阶灰度矩
式中, xab为像素的a阶灰度。
边缘位置h参数为
图像亮度和对比度的变化对该方法计算结果的影响很小。
5 结束语
本文针对航天器舱体开敞性差且内部结构复杂的特点, 开展了基于人机智能的装配系统技术研究。利用舱体中零件的深度信息、体积信息以及装配工具信息等, 建立面了向舱体装配的蚁群算法的目标优化函数, 求解可行/优化的装配序列。采用混和现实技术给出了虚拟装配解决方案, 真实装配场景丰富了装配过程的感知, 增强信息提供了装配知识引导, 约束代理可视化重建了装配关系。采用机器视觉技术进行了装配质量检测, 将垂直空舱体内表面的图像转化成平行舱体轴线的图像读入摄像机中, 检查装配多余物并测量零件间隙。智能装配系统充分促进人机智能的结合和应用, 使工程人员获得直观、真实的装配体验, 提高了零件的装配效率和质量。
参考文献
[1]Jayaram S, Connacher HI, Lyons K W.Virtual As-sembly Using Virtual Reality Techniques[J].Com-puter-aided Design, 1997, 29 (8) :575-584.
[2]Brough J E, Schwartz M, Gupta S K, et al.Towards Development of a Virtual Environment-based Training System for Mechanical Assembly Opera-tions[J].Virtual Reality, 2007, 11 (4) :189-206.
[3]Kuehne R P, Oliver J H.A Virtual Environment for Interactive Assembly Planning and Evaluation[C]//Proceedings of ASME Design Engineering Technical Conferences.Boston, 1995:863-867.
[4]Lukasser H, Beer H, Meister T, et al.Production Scenario of EADS Military Aircraft of the ARVIKA Project—cable Loom Assembly[EB/OL]. (2002-10-01) [2009-04-25].http://studierstube.icg.tu-graz.ac.at/ismar2002/demos/ismar-lukasser.pdf.
[5]Schwald B, Figue J, Chauvineau E, et al.STAR-MATE:Using Augmented Reality Technology for Computer Guided Maintenance of Complex Mechan-ical Elements[C]//Proceedings of the e2001-eBus-iness and e Work Conference.Venice, 2001:196-202.
[6]Wang Junfeng, Liu Jihong, Zhong Yifang.A Novel Ant Colony Algorithmfor Assembly Sequence Plan-ning[J].Advanced Manufacturing Technology, 2004, 25 (11/12) :1137-1143.
[7]王峻峰, 首中华, 彭涛, 等.虚拟装配信息增强技术研究与开发[J].系统仿真学报, 2007, 19 (增刊2) :265-268.
[8]Wang Q H, Li J R, Gong H Q.A CAD-linked Virtual Assembly Environment[J].International Journal of Production Research, 2006, 44 (3) :467-486.
40多年来，载人航天器从最初的乘坐1人环绕地球飞行1圈，发展到多人长期在太空飞行，人在太空持续飞行时间长达1年以上；载人航天器的建立从在地面建造、一次发射入轨，发展到将部件送入太空在太空组建；载人航天器的规模从最初的不足2吨、长度不足3米、容积只有几立方米，发展到4百多吨、长达100多米、容积1千多立方米；人类在太空的活动，从躺在座椅上一动不动，发展到进行广泛学科的科学技术实验；人类进入太空的范围，从环绕地球运行的近地轨道，发展到多次十多人登上另一个星球——月球。
载人航天器发展至今日，按用途可分为五大类：用于突破载人航天技术的试验性载人航天器、用于太空技术试验的载人航天器、用于天地往返运输器的载人航天器、用于在太空短期或长期运行的载人航天器、用于飞往其它星球的载人航天器。
用于突破载人航天技术的试验性载人航天器
这种载人航天器都是在载人航天初期出现的，它们的主要作用是实现人进入太空，是人类进入太空的开拓者。
属于这类的载人航天器有：苏联的东方号飞船和美国的水星号飞船。
1.东方号飞船。东方号飞船是世界第一位航天员加加林乘坐的飞船，由乘员舱和设备舱两部分构成，乘员为1人，质量4.7吨，全长7.35米，电源由蓄电池提供，乘员舱内大气压与地面相同，舱内温度15℃至20℃，相对湿度为30％至70％。飞船返回时抛掉末级火箭和仪器舱，下降到7千米左右高度，航天员连同座椅从舱内弹出，至4千米高度时人椅分离，航天员乘降落伞着陆。
1961年4月12日，加加林上尉乘坐东方1号飞船进入太空，环绕地球飞行了一圈，历时108分钟，飞行轨道为近地点181千米，远地点327千米，轨道倾角65度，飞行总航程40868千米，并成功返回地面，开辟了人类进入太空的新时代。
1963年6月16日苏联女航天员捷列什科娃，乘坐东方6号飞船，在太空飞行了近3天，成为世界第一位进入太空的女性。
2.水星号飞船。水星号飞船是单舱结构，乘员为1人，质量1.9吨，全长2.9米，底部最大直径1.86米，由圆台形座舱和圆柱形伞舱两部分构成，蓄电池供电，返回时以降落伞减速，溅落在海上。水星号飞船使美国第一位航天员格伦实现了环绕地球的太空飞行。
用于太空技术试验的载人航天器
这种载人航天器是为了掌握航天器在太空机动飞行、航天员出舱活动、交会对接技术为主要目的的载人航天器。
属于这类载人航天器的有：苏联的上升号飞船、联盟号飞船和美国的双子星座号飞船。
1.上升号飞船。上升号飞船是实现世界上第一次航天员出舱活动的载人飞船，也是第一个乘坐3人的载人航天器。为了载3名航天员，将原东方号飞船座舱进行了重新安排，由于座舱内拥挤，拆掉了弹射座椅救生系统。因此，上升号飞船在发射台上、上升段和返回段均无救生装置。上升号飞船由乘员舱和设备舱构成，为了出舱活动在乘员舱上安装了折叠式气闸舱，出舱航天员经由气闸舱进出座舱。飞船质量5.3吨，电源由蓄电池提供，返回时航天员在座舱内以降落伞在陆地着陆。
1965年3月18日，苏联航天员列昂诺夫少校和别列亚耶夫中校乘坐上升2号飞船绕地球飞行17圈，列昂诺夫进行了世界上第一次出舱活动，在舱外停留了24分钟，其中自由漂浮12分钟，离开飞船距离达5米。
2.双子星座号飞船。双子星座号飞船是两人乘坐的飞船，由乘员舱和设备舱两部分构成，质量3.2吨至3.8吨，长5.74米，底部最大直径3米。乘员舱分密封和非密封两部分。密封部分安装有显示仪表、两个弹射座椅、控制设备、废物处理设备、食物和水，是航天员的座舱。非密封部分安装有无线电设备、生命保障系统和降落伞等。飞船由蓄电池供电，后来改用燃料电池。设备舱分上下两段，上段主要安装4台制动发动机，下段安装有轨道机动发动机和燃料、通信设备、燃料电池等。
飞船再入前抛掉设备舱下段，点燃制动发动机，然后再抛掉上段，座舱再入大气层，到达低空时打开降落伞，航天员在座舱内溅落在海面上。
双子星座号飞船实现了美国航天员出舱活动、机动飞行和两个航天器在太空的交会对接。1965年6月3日至7日，怀特乘坐双子星座4号飞船，执行美国航天员第一次舱外活动任务，在舱外停留21分钟。1966年3月16日，美国航天员阿姆斯特朗（后来成为登月第一人）和斯科特上尉乘坐双子星座8号飞船，在太空实现了与另一个不载人航天器—双子星座阿金纳靶标飞行器的对接，突破了航天器太空交会对接技术。
3.联盟号飞船。联盟号飞船由生活舱、返回舱和仪器设备舱3个主要舱段构成，质量6.45吨至6.8吨，全长7.94米（不含对接机构），乘坐2人至3人，航天员在返回舱内返回后以降落伞在陆地软着陆，使用太阳能电源供电。苏联使用这种飞船完成了太空机动飞行和两个载人航天器的交会对接试验。
天地往返运输器
作为天地往返运输器的载人航天器有载人飞船和航天飞机。其中，载人飞船为一次性使用，航天飞机为部分重复性使用。
载人飞船
迄今为止，世界上作为天地往返运输器使用过的载人飞船有苏联和俄罗斯的联盟号系列飞船、美国的阿波罗号飞船、中国的神舟号飞船。
1.联盟号系列飞船。
①联盟号飞船和联盟T号飞船。联盟号飞船除了完成太空技术试验外，还成为苏联初期的天地往返运输器。联盟号飞船和改进后的联盟T号飞船一起，主要承担了礼炮号系列空间站的天地往返运输任务。
②联盟TM号飞船。联盟TM号飞船是在联盟T号飞船基础上经过进一步改进形成的新型飞船。联盟TM号飞船成为和平号空间站和国际空间站主要的天地往返运输器。
联盟TM号飞船仍然由生活舱、返回舱和仪器设备舱三个主要舱段组成，生活舱在前，返回舱居中，仪器设备舱置后。
联盟TM号飞船起飞质量7.07吨，全长6.98米（不包括对接机构），返回舱最大直径2.2米，太阳电池阵展长10.7米。
生活舱和返回舱为气密舱，是航天员生活和工作的舱段。飞船的最前端安装有交会雷达和杆－锥式对接机构等交会对接设备及舱门，以便与和平号空间站和国际空间站进行交会对接，实现与空间站的停靠和气密连接，使航天员能够通过舱门进出空间站。航天员生活设施、饮用水和食品等，设置在生活舱内。在生活舱的侧面有一个舱门，发射前，航天员经此舱门进入飞船。
返回舱是联盟TM号飞船执行完飞行任务后，唯一返回到地面的舱段。返回舱是航天员的座舱，可乘坐3名航天员。返回舱也是对整个飞船进行控制的操作舱段，所有显示仪表和操纵控制设备全部安装在这里。在发射上升过程、与空间站交会对接过程和返回地面过程中，航天员全部乘坐在返回舱内，进行操作控制。一旦出现意外故障时，航天员能够及时返回地面。
仪器设备舱分为两部分，前部比较短，为气密舱，舱内安装飞船的电子设备和气瓶等；后部为非气密舱，安装电源系统和推进系统。飞船使用太阳能电源，在仪器设备舱的两侧各有一扇由4块电池板组成的太阳电池阵，提供整个飞船用电。在仪器设备舱的后部和侧面安装有推进系统（主推进发动机在后端），为飞船提供动力。在仪器设备舱的外侧有一层辐射散热器，向太空散发飞船内部多余的热量。
为了保证生活舱和返回舱与外界太空有良好的隔热性能，以便为舱内温度控制创造条件，在这两个舱的外面穿了一件“棉衣”——柔性隔热层。
为了能够作为国际空间站救生艇使用，联盟TM号飞船进行了一些改进，形成了联盟TMA号飞船。改进的主要内容是：适应美国及其它国家航天员身高和体重要求，对返回舱布局及着陆缓冲装置进行了改进；对电子设备进行了改进，使其更具先进性。在美国哥伦比亚号航天飞机出现灾难性事故，航天飞机停止飞行期间，一直由联盟TMA号飞船承担由地面往返国际空间站的航天员渡运任务。
所有联盟号系列飞船返回地面时，均以降落伞在陆地软着陆。
2．进步号货运飞船。联盟号飞船将返回舱改为不需要返回的装载货物的货舱，即成为进步号货运飞船。进步号货运飞船承担向空间站运送货物任务，每次可以运送约2吨供应品、设备和维修用品。在结束运送货物任务时，装运空间站垃圾及其它废弃物，再入大气层后烧毁。
3．阿波罗号飞船。作为地球低轨道天地往返运输器的阿波罗号飞船额定乘员3名，飞船由指令舱和服务舱两个舱段构成（在执行与联盟号飞船太空对接任务时，增加了一个过渡段，以适应两个飞船不同的压力制度）。呈锥形的指令舱是航天员生活和工作的座舱，也是飞船的控制和与地面控制中心通信的舱段，还是航天员返回地面的返回舱。服务舱内安装有推进系统、环境控制和生命保障系统、通信系统和电源，在返回地球大气层前抛弃。
4．神舟号飞船。中国载人飞船命名为“神舟号”，由轨道舱、返回舱和推进舱3个主要舱段构成，轨道舱在前、返回舱居中、推进舱置后。神舟号飞船全长约9米，总起飞质量约8吨，额定乘员3人，可在轨道上自主运行7天。
轨道舱。轨道舱是航天员生活的舱段，为密封舱，主要生活设施设置在这里。轨道舱还是主要的实验舱段，飞行中的主要科学实验在这里进行。轨道舱还可以成为进行舱外活动的气闸舱，航天员在这里进行舱外活动的各项准备（穿舱外航天服，吸氧排氮等），准备完毕后排放舱内气体，开启舱门，航天员出舱活动。
神舟号飞船的轨道舱独特之处在于：在飞船的试验飞行阶段，当载人飞船完成飞行任务，航天员返回地面后，轨道舱具有继续在轨道上运行的能力，可以进行半年时间的自动科学实验。为此，在轨道舱外侧安装有两块总面积12平方米的太阳电池阵，为轨道舱提供电源。在轨道舱上还有独立的姿态控制系统。
轨道舱为圆柱体，两端为锥形，全长2.8米，圆柱段直径2.25米，侧壁有一个舱门，用于发射前航天员进入飞船，航天员在太空进行舱外活动时，也经由此舱门进出。用于执行与其他航天器交会对接任务时，在前端安装有对接机构后，前端有一个舱门，实现与其它载人航天器的对接时，航天员由此舱门进出其它航天器。侧壁上设有一大一小两个舷窗，航天员可以通过舷窗对外观测。各种设备和有效载荷分装于轨道舱内两侧，中间作为航天员在太空中的生活和活动空间。
返回舱。返回舱是飞船执行完飞行任务后返回地面的唯一舱段。返回舱为密封舱，其外形为大钝头倒锥体，呈钟形。最大直径约2.5米，其长度与最大直径相当于2.5米，属于“矮胖”体形。
在上升段、轨道机动飞行（改变飞行轨道）段和返回段，所有航天员都身着舱内航天服乘坐在这个舱段。航天员对飞船的控制都在这个舱段实施，舱内具有各种显示、操作控制和通信设备，通过屏幕上显示的各种资料、数据，航天员了解飞船各系统的工作状态，根据需要对飞船实施控制。航天员在这里保持与北京指挥控制中心的联系，向控制中心报告情况，接受控制中心的指示。返回舱外表面覆盖着防热层，以抵御再入大气层后的空气动力加热。返回时，是以钝头朝前，因此底部气动加热最严重，其防热层也最厚。返回舱具有独立的两套降落伞装置，一套失效，另一套可以保证航天员安全着陆。
返回舱前端有一个舱门，飞行中，航天员经此舱门在轨道舱与返回舱间往来。在返回前，航天员在返回舱就位后，先关闭此舱门，然后再分离轨道舱。返回着陆后，开启此舱门出舱。返回舱侧壁位于航天员头部附近设有两个舷窗，供航天员对外观测。
返回舱上有独立的姿态控制系统，在返回过程中对返回舱姿态进行控制，并以此调节升力方向，对返回舱返回轨迹进行调节，保证返回舱在预定着陆区着陆。返回舱底部有4台缓冲发动机，在即将着陆时工作，以降低着陆冲击。
推进舱。推进舱为非密封舱段，圆柱形外形，全长近3米，圆柱段直径2.5米。推进舱安装有推进系统，为整个飞船的轨道机动和姿态控制提供动力。4台主发动机安装在推进舱后端，两台总推力为5000牛的发动机为轨道机动和返回制动提供动力，另两台为备份。推进舱外面安装有一对总面积24平方米的太阳电池阵，为整个飞船提供电源。推进舱外表面是散热器，将整个飞船内多余的热量通过辐射方式散发至太空。设置在推进舱内的高压气瓶为返回舱和轨道舱提供氧气和氮气，以维持密封舱内的空气压力和气体成分。
推进舱后端面与运载火箭相连接，入轨时与运载火箭分离。
生命保障。返回舱和轨道舱是航天员活动的舱段，在这两个舱段内要创造航天员生活与工作环境，提供航天员生存条件。主要涉及到空气、温度、水和食物。
密封舱内的空气的大气压力和气体成分与地面大气相同，即大气压力为一个大气压，氧氮混合气体，氧占20％至24％，随着氧气的消耗，随时补充氧气，保持大气压力和氧气比例。并且提供一定的通风条件，使舱内空气在失重环境中能够流通。还要净化舱内空气，排除航天员新陈代谢产生的二氧化碳，控制其它有害气体浓度。
虽然太空的温度极低，导致飞船背阳面温度低至零下摄氏七、八十度，而向阳面又被强烈的阳光照射达一百多度，飞船舱内设备和航天员也一直不断产生热量，如此复杂的热环境，在热控系统的调理下，舱内温度和湿度在飞行过程中，一直保持在人体舒适的程度，即温度21℃±4℃，相对湿度30％至70％。
神舟号飞船的航天员用水和食品，均由地面携带，保证航天员在飞行期间的水和食品消耗。
有专用设备收集航天员生活和代谢产生的废物和垃圾，并排除异味。
返回着陆。神舟号飞船返回着陆的主要过程是：将继续留在太空的轨道舱分离，然后调整姿态，使主发动机喷口朝飞行方向，主发动机点火工作，降低飞船飞行速度，脱离环绕地球运行轨道，进入返回轨道。此时，飞船开始沿一条抛物线轨道向地球表面下降飞行。在下降到即将进入大气层时，飞行速度为7.5千米/秒，在进入大气层前，将不再使用的推进舱分离掉。分离后的推进舱将在与大气相互作用产生的炽热中烧毁。返回舱独自携带航天员向地面飞行，在大气的阻力作用下，逐渐减速，当距地面高度降到10千米时，开始开启降落伞程序。伞舱盖抛弃过程中，拉出一个小的引导伞，引导伞拉出一个减速伞，使返回舱的下降速度进一步降低。减速伞再拉出1200平方米的巨大主伞，进一步降低返回舱的下降速度，使返回舱下降速度减至8米/秒。当返回舱下降至距地面1米多时，安装在返回舱下部的缓冲火箭发动机点火向下方喷射，使返回舱再次减速，最后以很小的速度实现软着陆，将舱内航天员所感受到的着陆冲击减至最小。
神舟号飞船有主、副两个着陆场，副着陆场是主着陆场的气象备份着陆场，一般情况下在主着陆场着陆，当主着陆场气象条件（如雷雨、大风等）不适于着陆时，则着陆于副着陆场，两个着陆场的气象相关性较小。主着陆场位于内蒙古自治区四子王旗以北的阿姆古朗地区，副着陆场位于内蒙古自治区额济纳旗的中南部地区。
航天飞机
航天器热传输技术研究进展
文章对航天器用热传输技术近期的发展进行了汇总,主要包括:导热材料、微小型热管、槽道热管、泵驱动两相流体回路、深冷环路热管、喷雾冷却系统以及基于MEMS技术的`微型热传输技术.这些新技术是航天器高热流密度散热、大功率热传输、分散点热源散热及深低温热传输未来主要的解决途径,可供航天器热控研究及设计者参考.
作 者：苗建印 张红星 吕巍 范含林 MIAO Jianyin ZHANG Hongxing LV Wei FAN Hanlin 作者单位：北京空间飞行器总体设计部,北京,100094刊 名：航天器工程 ISTIC英文刊名：SPACECRAFT ENGINEERING年，卷(期)：19(2)分类号：V44关键词：航天器 热控 热传输技术
航天器故障诊断中的时态问题
讨论了知识表示中时间因素的.表达问题，研究了知识的时间标志、数据以及事件间存在的时态逻辑关系，在Allen时态逻辑的基础上建立了一种基于时态逻辑面向对象的知识表示方法.通过对实时数据进行时态标识并进行解释，建立动态知识库，对实时信息进行表达、管理及推理，可为具有时态性质的系统状态分析奠定基础，为解决大型复杂实时领域中的诊断问题提供一条可行的途径
作 者：杜元虎 黄文虎 DU Yuan-hu HUANG Wen-hu 作者单位：哈尔滨工业大学 航天工程与力学系,刊 名：哈尔滨工业大学学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF HARBIN INSTTTUTE OF TECHNOLOGY年，卷(期)：200133(2)分类号：V557.1关键词：航天器 故障诊断 时态
空间碎片对航天器的撞击效果分析
空间碎片的急剧递增对航天器的`安全运行构成了巨大的威胁.文章分析了空间碎片研究的现况,通过建模对空间碎片撞击的效果进行分析,并从撞孔、撞击裂缝以及穿透深度三个方面来论述空间碎片对航天器的破坏作用.
作 者：李久龙 吴光中 姜联东 作者单位：北京航天试验技术研究所,北京,100074 刊 名：航天器环境工程 ISTIC英文刊名：SPACECRAFT ENVIRONMENT ENGINEERING 年，卷(期)： 26(z1) 分类号：V520.7 关键词：空间碎片 航天器 超高速碰撞 穿透深度本文针对航天器姿态机动跟踪控制问题,采用滑模控制方法设计了一种滑模控制器,实现了航天器姿态对时变信号的跟踪。该控制器结构简单,易于实现。假设航天器姿态机动使用推力器作为执行机构,给出了PWM控制信号调制方法,并基于Matlab/Simulink环境建立了航天器姿态控制仿真系统,仿真结果验证了该控制器的有效性。
1 航天器姿态数学模型
采用欧拉角(zyx顺序)描述航天器姿态,令δ=[α,β,γ]Τ分别代表欧拉角的三个参数。采用欧拉转动方程[7]描述航天器姿态动力学,其姿态动力学与运动学方程分别为
式中,J∈R3×3为航天器转动惯量,ω=[ωx,ωy,ωz]Τ为航天器相对惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影,τu=[τux,τuy,τuz]Τ为航天器控制输入力矩,ω×为3×3的叉乘矩阵。G(δ)定义为:
定义姿态机动跟踪误差δe=δ-δd,姿态角速度误差ωe=ω-Cωd,C为姿态变换的方向余弦矩阵,将ωe代入式(2)得到姿态误差动力学方程如下:
式(4)、式(5)作为控制器设计的被控对象,则控制器设计的目标是:
2 滑模控制器设计
引理1[8]如果函数V(t):R+→R+≥0,满足如下不等式:
式(6)中,γ∈R+是正常数,那么V(t)以指数方式收敛于零,即
定义滑模面e=ωe+λre,其中,λ∈R为正常数,这样可以降低系统阶次,对e求导并且同乘J得:
将航天器误差动力学方程代入式(8)得:
定义f如下:
则式(9)化简成如下形式:
现对上述模型做出如下合理假设:
假设1期望信号均有界,即δd、,其中,,cω∈R为未知常数。
求取ω×项的上界,其中ω×H为ω×的共轭转置矩阵,利用F范数求其上界,得到:
由F范数的定义得:
由假设1并结合上述范数可得:
式(12)中,c=max(c1,c2,c3)∈R为正常数,θ=1+‖ω‖+‖ω‖2,则有如下定理:
定理1对于系统式(4)、式(5),设计如下控制律:
式(13)中,sgn为符号函数,其定义为,k∈R为正常数,则可以实现
证明取Lyapunov函数如下:
对式(14)求导得:
从数学上可知,,并且,将其代入式(15)可得:,由引理1可知,V指数收敛,从而e指数收敛,由e的定义可知,
3 PWM控制信号调制
本文假设采用推力器作为执行机构,控制方法采用PWM[9]控制,即控制器输出的控制信号需要经过PWM调制成脉冲信号,再作为推力器的开关输入,其示意图见图1。各推力器在一个控制周期T内开启的时间为
式(16)中,T为控制周期,ε为推力器最小脉宽,Tic为第i个轴上需要产生的力矩,Ti为第i个轴上实际产生的力矩,其正负代表方向,其Simulink实现见图2所示。
4 数值仿真
为验证本文设计的控制器的有效性,基于Matlab/Simulink环境建立航天器姿态控制仿真系统,如图3所示。
假设航天器转动惯量为:
假设航天器初始姿态为δ0=[20,25,30]Τ,初始角速度为ω0=[0,0,0]Τ,推力器最大推力为0.5 N,最小脉冲宽度ε=0.1 s,控制周期T=5 s。期望信号δd=[5sin0.001t,20cos0.001t+10,10sin0.001t]Τ。
控制器参数选取为λ=0.1,c=0.01,k=0.01,仿真时间500 s。仿真结果如图4~图8所示。从图4、图5可以看出,欧拉角经过大约500 s跟踪期望信号,欧拉角误差和欧拉角速度误差在500 s左右收敛于零,从而验证了本文设计的控制器的有效性。图6~图8分别给出了x、y、z三个方向上的控制信号及经过PWM调制过的脉冲信号。
5 结论
本文针对航天器姿态机动的跟踪控制问题,设计了滑模变结构控制器,成功实现了航天器姿态对时变期望信号的跟踪。针对推力器作为执行机构的情况,使用PWM调制方法将控制信号调制成推力器的开关信号,并构建了航天器姿态机动控制仿真系统,验证了该控制器的有效性。该控制器结构简单,为航天器姿态跟踪控制器设计提供了一定的参考。
参考文献
[1]包为民.航天飞行器控制技术研究现状与发展趋势.自动化学图4欧拉角误差随时间变化Fig.4 The diagram of Euler angle error versus time.7 Control signal modulation for the direction of y报,2013;39(6):698—702Bao Weimin.Present situation and development tendency of aerospace control techniques.Acta Automatica Sinica,2013;39(6):698—702
[2] 陈宗基,张汝麟,张平.飞行器控制面临的机遇与挑战.自动化学报,2013;39(6):704—710Chen Zongli,Zhang Rulin,Zhang Ping.Flight control:challenges and opportunities.Acta Automatica Sinica,2013;39(6):704—710
[3] 吴宏鑫,谈树萍.航天器控制的现状与未来.空间控制技术与应用,2012;38(5):1—7Wu Hongxin,Tan Shuping.Spacecraft controk present and future.Aerospace Control and Application,2012;38(5):1—7
[4] 张大伟,程卫强.基于自适应模糊滑模的卫星姿态控制方法.上海航天,2013;30(2):21—27Zhang Dawei,Cheng Weiqiang.Satellite attitude control based on adaptive fuzzy sliding mode.Aerospace Shanghai,2013;30(2):21 —27
[5] 高岱,吕建婷,王本利.多刚体滑模姿态协调控制.哈尔滨工业大学学报,2012;44(9):35—39Cao Dai,Lu Jianting,Wang Benli.Sliding mode coordinated attitude control for multiple rigid bodies.Journal of Harbin Institute of Technology,2012;44(9):35—39
[6] 李建成,席涛.基于滑模迭代学习律的航天器姿态控制.系统工程与电子技术,2012;34(9):1896—1899Li Jiancheng,Xi Tao.Spacecraft attitude control scheme based on sliding mode controller with iterative learning law.Systems Engineering and Electronics,2012;34(9):1896—1899
[7] 祝乔,汪东旭,崔家瑞.基于四元数的航天器姿态非线性控制器.信息与控制,2012;41(2):171—173Zhu Qiao,Wang Dongxu,Cui Jiarui.A ouaternion-based nonlinear attitude controller for spacecrafts.Information and Control,2012;41(2):171—173
[8] 方勇纯,卢桂章.非线性系统理论.北京:清华大学出版社,2009:20—21Fang Yongchun,Lu Guizhang.Nolinear System Theory.Beijing:Tsinghua University Press,2009:20—21
网络上曾经流行过这样一个段子：你的手机运算能力相当于“阿波罗”登月时美国宇航局NASA所有计算机运算能力的总和。但NASA把人类发射到了月球，你却发射小鸟去砸猪。
客观地说，这个段子说得挺在理，不信请听数据说话：
美国首次登月是在1969年，当年的超级计算机运算能力约为1.2MFLOPS（Million Floating-point Operations perSecond，每秒106次浮点运算），也就是每秒能计算1.2×106次浮点操作。而现在的智能手机，以土豪金iPhone5s为例，其GPU（负责绘图的处理器）计算能力能达至166.4GFLOPS（Giqa Floatinq—pointoperations per Second：每秒1O9次浮点运算），相当于每秒能计算1.664×1011次浮点操作。计算能力超前者十万倍。
另一方面，“阿波罗”号飞船的计算机更弱，CPU主频只有2.048MHz，这是什么概念呢？悄悄透露下，家用的带科学计算功能的计算器主频大概在1～20MHz之间。由此可见当年的航天器计算机也不过如此。
硬件要求
虽然有了上面的对比，但毕竟那是跟四十多年前的计算机做比较，现在的航天器计算机肯定已经进步了好大一截。那么对于我们关心的主角——“嫦娥三号”的计算机系统性能究竟怎么样呢？十分遗憾，由于中国国家宇航局CNSA还没有公布“嫦娥三号”的具体硬件配置，所以我们对它的计算机系统还不得而知，不过如果你是一个航天迷，如果你身边正好有一位“程序猿”，那么不妨通过对比NASA的“好奇号”火星探测器做一个大胆的猜测：
“好奇号”的主机CPU主频约为100～200MHz，每秒钟能执行指令约3500万个。内存为256MB，并有一个2GB的外部存储器。那么我们国家的“嫦娥”和“玉兔”的计算机配置也许与“好奇号”差不多。
这个数字比起当年“阿波罗”号飞船2MHz的主频确实有了很大的提升，但是似乎仍然很慢，那么为什么航天器不用好一点的CPU和大一点的内存、硬盘呢？要知道家用电脑CPU的主频都已经进入上GHz的时代，每秒钟执行的指令数也超过了10亿条了。当然，航天工程师们肯定是希望航天器的计算机能更牛一点，但之所以用这么低的配置肯定是有原因的。
原因之一：极端温度。
家用电脑都有风扇来帮助散热，如果温度太高的话，CPU会报警并强制关机。智能手机如果玩”愤怒的小鸟”太久的话，同样也会“发烧”。但这个温度无论如何都不会超过100℃。而太空中就完全不一样了，以月球表面为例，月球的白天，在太阳照射的地方，温度最高能达到120℃以上，到了晚上，没有太阳照射的地方温度能降到-100℃左右。更糟的是太空中是真空环境，要靠风扇散热那自然是不可能实现的，所以大多数情况下航天器的计算机必须保证能在如此巨大温差的环境下正常工作。
因此航天器计算机的芯片集成度就不能太高，集成度越高，就越容易被高温损坏，所以航天器计算机看上去弱弱的。
原因之二：宇宙射线和带电粒子。
当我们悠闲惬意地躺在床上，玩着手机或者抱着笔记本电脑上网的时候，不会感觉到任何来自太空的射线和粒子。因为地球表面稠密的大气层阻挡了射线并保护着各种生物。同时地球磁场把各种带电粒子沿着地球磁力线集中到南北极，当带电粒子撞击大气层中的原子和分子的时候，形成了美丽的极光，防止这些粒子产生更大的破坏。
在太空中的航天器可就没有这把保护伞了，大多数航天器要直接面对这些射线和粒子。这些粒子穿透芯片的时候会产生电磁干扰，如果粒子的能量很高，产生的干扰就会很大。我们知道计算机里使用二进制系统，通常情况下用高电压表示1，低电压表示0，带电粒子的强大能量会把某些O变成1，把1变成0，这种错误叫做位翻转。如果恰好出错的是一个重要的指令，那么航天器将可能出现严重故障。
为了防止这类错误，航天器除了把重要元件加上一些防辐射保护之外，还会将重要的数据进行多个备份，比如航天器的计算机系统里，可能会用多个内存组成一个阵列，把一个数据保存多份，一旦中间某一环节出现错误，就能及时纠正。所以航天器的内存看上去才会那么小。
原因之三：发射时的加速度和震动。
家用的电子设备通常经不起太严重的碰撞或者震动，尤其是硬盘这种带有机械结构的设备。可是火箭发射的时候加速度通常有几个g的大小（g是重力加速度），并且伴随着强烈的震动，因此航天器就不能用硬盘来储存数据了。
航天器一般情况下都使用类似U盘的外部存储器，这种存储器是由闪存（flash memory）组成，并且对比一般U盘具有一定纠错能力——这在太空中是十分必要的。
经此分析，试想在“嫦娥三号”计算机上玩“愤怒的小鸟”的同学可能要失望而归了。
软件系统
那么这么低配置的计算机，它的软件究竟会是什么样的呢？Wi ndows肯定是指望不上了，要知道一个Windows7的安装光盘容量比航天器的外部存储器容量还大。那么会是Linux吗？用的是哪个发行版本呢？Ubuntu？
我们先来了解，Linux是一种可裁剪的开源操作系统，对于航天器来说确实是一个很好的选择，但Ubuntu这种家用的版本对航天器不可行，任何带有图形界面的系统都会显得太庞大。
航天器上比较常见的操作系统是一款名为VxWorks的操作系统，这个操作系统的特点是稳定可靠，并且非常小，虽然没有图形界面但控制功能强大。VxWorks系统最小可以只有100KB左右，一个手机操作系统通常要上百MB，一个Windows操作系统通常要几个GB。对于航天器的低配置硬件来说，操作系统还是要小一点才好，毕竟存储器是很珍贵的，得留下更多的空间给航天器保存各种数据使用。
