[科普中国]-航天器制导、导航与控制系统

概念

载人飞船的制导、导航和控制任务可以由船载GNC系统自主完成，有的任务也可由地面测控中心通过遥控完成。例如飞船的飞行轨道可以由飞船船载导航设备自主定轨，也可以由地面测控站精确地跟踪、测轨，然后将飞船轨道参数通过数传送到飞船。地面测控中心可以通过遥控指令控制飞船平移发动机的开关，控制飞船飞行轨道。1

分类到目前为止，一共研制发射成功了两类不同的载人飞船GNC系统。

第一类载人飞船GNC系统也称为第一代载人飞船GNC系统，其代表是美国“水星”号载人宇宙飞船的控制系统。第一代载人飞船的控制系统实际上是一个典型的姿态控制系统，只不过由于飞船上有航天员，因此备有航天员手动控制系统。这类系统由三种主要部件组成，包括姿态敏感器、逻辑处理装置和执行机构。姿态敏感器有对地定向用的地球敏感器、测量太阳方位的太阳敏感器以及惯性姿态敏感器，例如测量姿态用的垂直陀螺仪、水平陀螺以及测量角速度的测速陀螺。逻辑处理装置是对姿态敏感器测量信息直接进行处理的模拟控制线路或逻辑线路。执行机构是产生控制力和力矩的轨道机动发动机和姿态控制发动机。第一代载人飞船GNC系统由于采用直接控制方法，即由逻辑处理装置直接处理姿态敏感器的一次测量信息．向主发动机(制动发动机)和姿控发动机发出控制指令，因而系统结构简单。但是系统性能(包括功能和精度)差，不能满足载人航天领域功能扩展的要求。例如采用直接控制的GNC系统由于没有船载计算机，不能进行导航计算，没有返回再入制导、控制功能。因此一般采用弹道式再人，导致落点散布大，再入过载高。这样的系统更不能完成空间交会对接以及载人登月等所要求的制导、导航和控制任务。

随着载人航天事业对GNC功能要求的扩展，航天控制技术和计算机技术等的进步，研制并飞行试验成功了第二代载人飞船的GNC系统，其代表是美国的“阿波罗”号载人飞船的GNC系统以及俄罗斯“联盟TM”载人飞船的GNC系统。第二代载人飞船的GNC系统的控制功能有重大扩展．其中重要的是有轨道机动、空间交会对接、惯性导航及返回再入落点预报和控制．同时系统还具有故障诊断及系统重构的功能。第二代载人飞船GNC系统具有下列重大特点：

第一,GNC系统具有导航功能．能自主确定飞船的飞行轨道。这类GNC系统中无一例外都有惯性测量装置IMU。IMU可以是惯性导航平台，例如“阿波罗”号飞船，也可以是捷联式惯性导航系统，例如“联盟TM”飞船的导航系统。用船载IMU可以测量飞船的视速度和角速度，船载计算机利用这些测量信息可以实时地进行导航计算，计算出飞船质心飞行轨迹以及飞船相对参考坐标系的姿态，从而可以完成对飞船的制导、控制任务。

第二,GNC系统具有制导的功能，及能在导航计算的基础上对载人飞船的飞行轨道进行控制。因此可以完成空问交会对接控制，也可以对飞船返回再入轨道进行控制。这样就大大地扩展了载人飞船的应用领域，可以用为载人空间站所必须的空问往返运输工具，也才具有完成诸如载人登月等任务的能力。1

发展近几年的主要进展2008-2013年，我国航天制导、导航与控制技术得到突飞猛进的发展。

载人航天制导导航控制技术1．载人航天器舱外活动姿态控制技术

2008年9月中国发射神舟七号载人飞船，成功实施了航天员舱外活动。针对出舱前后，包括出舱前航天员在轨道舱组装和穿舱外航天服、出舱前气闸舱快速泄压，开舱门，以及航天员出舱活动期间的干扰，建立了航天员出舱活动期间的复杂干扰模型和姿态控制模型，设计了出舱活动姿态控制模式，短周期条件下抗复杂干扰的姿态控制律以及多敏感器多采样周期的姿态确定方法，解决了航天员出舱活动带来的姿态干扰复杂问题。

2．空间实验室姿态控制技术

(1)空间实验室大型组合体姿态控制系统技术

2011年9月29日中国发射了天宫一号目标飞行器，它是载人航天工程第二步第二阶段交会对接任务的合作目标，同时接管对接完成后组合体的控制。姿态控制系统的主要技术创新点如下：

1)采用多模型自适应控制算法，解决了变构型、变参数组合体控制的技术难题，首次实现了高精度、高可靠的组合体姿态控制：

2)提出一种带零运动的鲁棒伪逆操纵律，解决了采用控制力矩陀螺进行姿态机动的奇异回避难题，设计了控制力矩陀螺的自主故障诊断与重构算法，首次在国内航天器上实现了控制力矩陀螺的高精度姿态控制。

3)采用正弦偏航导引律，提出一种前馈补偿控制律和偏航机动角动量动态管理方法，解决了偏航机动动态跟踪超调大、角加速度峰值大、角动量容量需求大的难题，实现了高精度偏航机动控制。

(2)空间实验室姿态控制执行机构技术

为天宫一号目标飞行器研制的200Nms单框架控制力矩陀螺，是我国首次在航天器上应用控制力矩陀螺产品，在轨工作稳定、性能优异。解决和掌握的关键技术包括：控制力矩陀螺整机设计、高可靠高转速空间转子轴系设计、高精度谐波传动及润滑技术、高精度框架控制技术、高速转子精密真空动平衡技术、大密封面可靠密封焊接技术。

新研的1600Am2磁力矩器，用于单框架控制力矩陀螺的卸载和辅助姿控。解决的主要技术难点包括：磁力矩器优化设计，高饱和磁感应强度、低矫顽力铁钴钒合金软磁芯棒的研制，负载电流组合续流及大能量单独泄放的控制方法。

3．空间交会对接制导导航与控制技术

(1)空间交会对接制导导航与控制系统技术

2011年11月3日、14日神舟八号飞船与天宫一号目标飞行器实现自动交会对接；2012年6月18日，神舟九号飞船与天宫一号目标飞行器实现载人交会对接，航天员进入天宫一号目标飞行器；6月24日，航天员控制神舟九号飞船，实现与天宫一号目标飞行器的手动空间交会对接。两次任务中，作为主动追踪飞行器的飞船，制导导航与控制( CNC)系统起了核心作用，主要技术创新点如下：

1)研制成功我国第一个交会对接制导导航与控制系统，神舟八号与天宫一号两次交会对接指标均处于国际领先水平。

2)创新的交会对接制导导航与控制系统方案，：包括：合理的阶段划分、敏感器使用规则和模式转换策略；完善的绝对运动参数与相对运动参数估计体系；兼顾船上自主和地面计算的寻的段第一脉冲设计；采用C-W和视线制导相结合，实现接近准确的停泊点控制；提出i，基于特征模型的相平面自适应控制方法，确保交会对接高精度完成；我国航天器巾首次采用了推力器指令分配算法；完善的安全模式设计；提出了人控交会对接的测量方案、控制方案和操作方法等。

3)可靠合理的技术设计和实现、，提出交会对接自主控制各阶段交会测量敏感器的使用策略和信息融合策略。

4)按照数学仿真、部件试验、船地联试和人控模拟座舱联试、九自由度半物理仿真、系统试验、整船试验和大型环境试验的各自特点。规范化交会对接CNC分系统试验验证体系。

5)研制成功交会对接地面支持系统，该系统除具备飞行遥测数据处理，注入数据校核与仿真、姿态、轨道、相对姿态与轨道测量与计算数据的比对等常规功能外，其突出特点是能进行在线实时数学仿真，支持交会对接轨道预示、故障情况下重人自主交会对接等紧急突发事件，是一个实用的航天器飞行地面支持系统：

神舟飞船交会对接制导、导航与控制系统，成功应用于我国首次空间交会对接任务中，接触与捕获精度达到世界先进水平，我国在制导导航与控制专业领域技术能力跨上新台阶，取得的成果在载人航天工程货运飞船、探月三期交会对接、空间站组装、载人登月中部有广阔的应用前景。

(2)空间交会对接制导导航与控制测量技术

主要难点是CCD光学成像敏感器等部件的研制？CCD光学成像敏感器用于交会对接近距离段的相对位置、相对速度、相对姿态和相对姿态角速度的测量，是关系到任务成败的关键单机。在神舟八号，神舟九号两次交会对接任务中，CCD光学成像敏感器测量稳定，表现优异，关键性能指标超过了国际先进水平。

该部件在国际上首次提出采用主动发光的目标标志器方案，具有测量精度高、稳定性高的优点，原创性技术创新成果包括：抗阳光干扰技术，像机内参数标定技术，基于相关性评估的白适应阀值图像处理算法，基于显著性特征的复杂背景下目标识别算法，CCD低噪声双路视频并行处理技术，高像质光学系统设汁技术，大尺度位置姿态测量精度验证技术。

CCD光学成像敏感器的成功应用，填补了在相关领域技术空白，其测量精度、杂光抑制能力和测量稳定性等关键技术指标得到验证，也为我国空间站丁程实施和决策提供了关键技术支持。

地外天体探测器制导导航与控制技术进展嫦娥二号卫星是探月二期工程的先导星，于2010年10月1日发射，主要任务是获取10m分辨率全月图，并详查嫦娥三号着陆区，获取虹湾地区1m分辨率图像。卫星设计初期，本着“充分继承、适度创新”的原则，瞄准多任务、多目标探测任务，对卫星的控制系统、推进系统、测控系统进行了改进，并增加了技术试验分系统，以期在主任务结束后能够适度扩展，进入行星际空间，实现国内首次深空探测。

嫦娥二号卫星在完成主任务期间，进行了新技术试验和验证，包括：进入月球引力球后，控制系统利用紫外月球导航敏感器进行了首次以月球为目标的辅助导航试验，试验结果符合预期；环月期间卫星通过星上自主控制成功实施了升降轨控制。

2011年6月8-9日，卫星开始了日一地拉格朗口点扩展任务，这也是国际上首次从月球轨道出发的拉格朗日点探测。在转移轨道上先后进行了流形捕获、环绕轨道捕获，最终于9月1日进入L2点Lissajous环绕轨道，控制系统使用光压卸载技术降低了轨道扰动，提高了轨道维持周期，维持间隔达到4.5个月，达到国际同类航天器的水平。

2012年4月，卫星开始了第三期小行星探测扩展任务。探测目标确定为4179小行星（图塔蒂斯），经过4月15日的窗口调整，6月1日的轨道控制，嫦娥二号仅使用100m/s速度增量就进入了4179小行星转移轨道；经过半年的转移轨道飞行和5次中途修正，卫星于2012年12月13日近距离飞越4179小行星，并获取清晰影像。本次飞越成像使用渐远点凝视成像技术获取了由近及远的连续目标影像；使用事后图像导航技术在目标特性不确定的情况下，成功确定了飞越时刻、飞越距离和成像距离等关键参数。经过分析，卫星最近飞越距离小于2km，所获取的图像最高分辨率达到3m。

嫦娥二号卫星多任务多目标的成功实施得益于卫星各分系统的高可靠长寿命设计：，截至2013年1月31日，卫星已经距离地球1500万千米，控制、推进系统仍然工作正常。尽管卫星寿命要求仅有半年，推进系统仍然进行高压气路和轨道发动机的可靠性增长，使得设计寿命只有3个月的推进系统在轨30个月后，仍然能够进行大冲量点火。扩展任务成功实施得益于制导导航与控制技术创新设计：太阳光压卸载技术确保了在长途飞行过程中的轨道精度；渐远点凝视成像技术获取了由近及远的连续目标影像；事后图像导航技术在目标特性不确定的情况下，成功确定了飞越时刻、飞越距离和成像距离等关键参数。

新型卫星控制技术1．高精度和敏捷机动控制技术

多个高精度卫星成功发射和在轨应用，更高要求的控制技术通过地面验证，部分已进入型号研制。主要技术特点有：

1)多体复合控制技术得到应用，针对卫星姿态运动与天线运动耦合严重、动力学特性复杂的问题，既实现了卫星姿态保持与稳定，同时保证了天线捕获目标和定向跟踪目标。解决了天线两维驱动控制技术和完成了天线驱动机构的研制。

2)高精度控制技术持续发展、、在轨实现了预期的高精度控制指标，更高精度的姿态测量技术、实时运动补偿技术、更高稳定度要求的姿态控制技术已应用于型号研制。

3)姿态快速机动快速稳定能力增强。发展了高精度快速响应控制方法，突破了高精度小型控制力矩陀螺技术，框架控制响应速度和力矩分辨率均得到提高，小型控制力矩陀螺得到在轨应用；卫星具备了灵活机动，快速侧摆成像的能力，与五年前相比较。快速性、稳定性都得到显著提高。

4)突破了复杂卫星甚高精度控制技术。包括具有强适应能力的姿态控制方法、甚高精度的姿态测量技术、解决振动/抖动的分布式控制技术等，通过了仿真和地面试验验证，系统指标达到国际先进水平。

2．自主导航与自主控制技术

国内积极开展了单星全自主导航与自主控制技术、星座/编队飞行自主导航与自主控制技术的多方面研究，部分成果得到了应用。

1)高轨道卫星自主控制技术得到在轨验证。利用地球敏感器和星敏感器组合进行自主导航，结合故障自主管理、自主姿态与轨道控制技术，实现了自主运行6个月轨道位置保持的指标。

2)星间链路已经在轨实现和应用，导航星座的自主导航已进入实质性研制阶段，重点是解决星座自主导航中的自主定向问题。

3)高精度的编队飞行相对控制技术取得突破，实践九号双星编队飞行得到在轨演示，绕飞构型保持精度等指标达到预期。

4)相对导航技术取得进展：开发了激光测距和光学相机测距组合的目标测量技术，进入试验验证阶段。

3．新型小卫星控制技术

除了传统的CAST968，CAST2000小卫星平台技术日趋成熟、应用范围扩大外，新的小卫星控制技术得到发展：

1)纯磁阻尼控制技术、重力梯度被动姿态稳定技术在轨应用。

2) CASTIOO平台卫星成功发射，控制系统具备精度好、集成度高和部件小型化、轻型化的技术特点。

4．新型部件技术

1)一批新型控制部件在轨成功应用，包括：离子电推进和霍尔电推进，片上系统芯片，高精度三浮陀螺，高精度光纤陀螺，线阵APS太阳敏感器，小型单框架控制力矩陀螺等。

2)甚高精度星敏感器完成工程样机研制；大容量板式表面张力贮箱的关键技术得到突破，其核心部件PMD研制成功；多种单框架控制力矩陀螺完成工程样机研制等。

运载火箭制导导航与控制技术1．载人航天运载火箭

根据载人航天工程二期交会对接任务的需要，改进型C2-2F运载火箭首次采用迭代制导技术，完成了迭代制导的丁程化设计和地面试验验证，于2011年11月至2013年6月，先后将神舟八号，神舟九号、神舟十号飞船成功送人预定轨道，制导精度超过了以往所有发射任务，实现了运载火箭制导技术的突破，同时也为迭代制导在新型运载火箭上推广应用开辟了道路。

在改进型C2-2F运载火箭中，控制系统实现了除伺服机构仍存在部分单点外的全系统冗余，设汁了系统冗余重构控制算法实现系统级别的故障隔离和系统重构，将关键部位故障容限度提高到两度，大大提高了故障应对能力。

姿态控制方面，在运载火箭中首次采用基于多对象的参数整定方法设计控制参数，用同一套控制参数解决了发射目标飞行器和载人飞船两种运载火箭的特性差异和模型不准确所带来的设计难题，提高了系统可靠性。

2．月球探测运载火箭

发射嫦娥二号月球探测器任务中，运载火箭采用LEO地月转移轨道制导控制技术，高精度地将嫦娥二号直接送人地月转移轨道；与嫦娥一号通过调相轨道变轨进入地月转移轨道相比，大幅缩减进入月球轨道的时间、

3．多星发射上面级

多星发射上面级任务要求长时间在轨丁作，轨道高度涵盖了从近地轨道到地球同步轨道等多种不同类型轨道，工作时间长达十几、甚至上百小时：制导系统下采用多种滤波方法进行信息重构，提高组合导航系统的可靠性与精度：制导律设计采用推力矢量控制技术及多终端约束的直接制导控制，精确控制最终人轨精度。

为了提高多星发射上面级的导航精度，提升其自主导航能力：近年突破了大视场星光导航技术，其最主要的性能特点是能够解决“太空迷失“问题，完成了大视场星光仿真技术研究，搭建了大视场星光仿真实验系统、空间姿态自校准技术等主要关键技术取得重大突破，并完成了飞行演示验证：该技术的突破，为运载器长时间在轨姿态保持奠定了基础。

通过对空间环境的影响和任务剖面的环境因素开展研究，完成了系统空间粒子防护设计、热真空谢十等工作。

4．新一代液体运载火箭

新一代运载火箭采用了光学捷联惯组、光学速率陀螺、三冗余箭载计算机、伺服系统和卸载用加表等组成了全冗余的控制系统。在我国运载火箭中首次采用助推发动机和芯级发动机的联合摇摆控制技术，不仅提高厂火箭控制能力，而且提高火箭的可靠性：采用大风区主动卸载控制技术，有效的降低火箭飞经大风区时候气动载荷的影响，提高火箭的运载能力和对发射场的适应能力；采用高精度姿态控制技术，提高火箭人轨姿态控制精度。
新一代运载火箭采用总线系统分离控制方法，实现了总线网络可靠重构；提出了系统冗余控制结构，实现了控制系统精确同步数字控制．进行箭地供电控制技术攻关，采用箭地一体控制、基于时分复用的汇流技术，简化了箭地连接关系，有效减重，提高运载能力，在综合试验及电气系统匹配试验中得到了验证。
首次攻克了新一代液氧煤油发动机变工况可靠启动控制、新一代发动机变推力控制技术，并在新一代运载火箭与新一代液氧煤油发动机的匹配试验中得到了验证。

5．固体运载火箭

固体运载火箭是根据灾害预报等国民经济发展的需要，通过采用四级全固体发动机，研发“高可靠、低风险”的同体运载火箭，具备一箭多星快速进入空间的能力，适应多种发射方式，满足小卫星频繁发射的需求。

固体运载火箭采用了捷联惯组+卫星导航复合制导体制，其中捷联惯组为轻小型激光捷联惯组；在四级闭路制导中采用能量管理方案，提高制导系统的抗干扰性能，减小末修燃料消耗量；末修控制采用需要速度制导方法，提高入轨精度。

6．重型运载火箭

针对未来载人、大规模深空探测、大规模地球空间任务等的需要，经过大量的调研和分析，完成了重型运载火箭捆绑同体助推和捆绑液体助推的两种控制系统方案论证，提出了全系统级冗余的先进控制系统方案，通过系统冗余重构技术实现系统级别的故障隔离和重构。

7．运载火箭测发控技术

自2008年度以来，以系统硬件为依托，以系统软件为纽带，以测发需求为约束，充分利用信息技术，电子技术、通信技术的现有成果，开展高可靠、智能化、信息化测发控系统的研究。

以新一代运载火箭为代表，建立了测发控系统型谱，提出了系统冗余结构，实现了冗余测试和发控功能。进一步提高系统的可靠性、安全性，满足高可靠“零窗口”发射的需求：实现了PLC发控系统的冗余热备份方案，能够进行无缝切换，确保发控流程的可靠：以基于测试流程的结果为基础，结合结构信息故障诊断作补充的混合式故障诊断，完成了基于测试流程和部件互联方式的混合式专家诊断系统研制并应用。2

前景展望航天制导、导航控制技术发展的重点表现在以下几个方面。

载人航天1．大型空间组合体控制与在轨维护技术
未来儿年，重点突破大型多舱段复杂组合体控制技术、在轨服务CNC技术、空间机器人控制及遥操纵技术、航天员出舱活动载人机动装置控制技术，使我国具备利用空间站大型变结构组合体开展长期驻人空间活动的能力，能利用航天员开展空间在轨组装、维护、维修等活动，基本具备利用空间机器自主或在轨/地面遥操作方式进行组装、维护、维修等在轨服务的能力。

2．全天时全方位多形式交会对接技术
我国目前交会对接制导方式仍较为单一，需要进一步掌握全天时全方位多形式交会对接技术，重点技术内容，快速自主交会对接、交会对接绕飞技术、碰撞式对接和机械臂抓取技术。

地外天体探测1.探月二期GNC技术

着陆器CNC系统预期突破的创新技术包括：动力下降轨迹的优化设计；具有适应性的动力显示制导、推进剂接近最优方法；IMU+测距测速修正的复合导航算法；分区四元数PID姿态控制，适应控制受限、角速度受限等约束。

巡视器GNC系统预期突破的创新技术包括：基于立体视觉技术的遥操作结合自主的GNC系统方案设计，实现器上自主的环境感知、运动规划、位姿确定和运动协调控制，实现轨迹优化控制；采用基于太阳敏感器、导航相机、避障相机、IMU等小型化部件，进行电子线路集成设计等满足小型化和低功耗的资源约束条件，用功能冗余取代简单的硬件冗余配置，保障分系统可靠性的前提下实现中高程度的系统自主性和高效性。

2.探月三期GNC技术

探月三期月球探测器主要目标是完成探月取样返回工程任务。制导、导航与控制系统中关键技术包括月面上升、月球轨道自主交会对接、跳跃式返回再入等。

3．深空探测GNC技术

重点在如下方面获得突破和实用技术：

1)行星大气减速及软着陆GNC技术。

2)基于自主测量一体化敏感器的自主导航与控制技术。

复杂卫星高精度、自主控制与卫星组网技术1．复杂卫星甚高精度控制技术

为满足高分辨率对地观测的需求，以大型静止轨道平台、大型低轨遥感平台、新型小卫星平台的开发为契机，全面推进复杂卫星甚高精度控制的应用研究，主要关键内容包括：

1)结合有效载荷测量进行自主标定的姿态测量与确定技术。

2)保障甚高精度姿态系统长期稳定运行的控制技术的系统集成与工程实现。

3)挠性附件的主动抑制技术应用研究，重点解决空间环境适应性等工程化问题。

4)高频抖动的分布式控制技术，重点解决抖动测量、抖动控制的系统集成和相关部件的工程研制。

5)甚高精度部件的工程研制和应用，包括甚高精度星敏感器、甚高精度的三浮陀螺、高稳定度帆板驱动机构等。

2．敏捷卫星控制技术

目标是实现国际先进水平，机动最大角速度不小于4°/s，快速稳定后指标优于0.0001°/s，主要关键内容包括：姿态运动与挠性振动耦合的近最优反馈控制技术，提高姿态测量部件的响应速度或测量范围，进一步提高控制力矩陀螺的控制精度。

3．卫星自主导航与自主控制技术

主要研究方向：

1)研究基于X射线脉冲星的航天器导航技术，进行地面验证试验。

2)解决星座自主导航中的自主定向问题，研究应用星间链路的卫星星座自主导航方法和技术。

3)通过卫星编队自主导航、控制领域的理论方法和技术途径的研究，实现编队飞行自主控制关键技术的突破，并带动适合分布式卫星的分系统及有效载荷的开发和研究，为实现编队卫星的工程化奠定基础。

4)研究新的动态日标快速捕获、跟踪CNC技术，空间目标识别技术，目标相对测量敏感器，及跟踪执行机构，为在轨服务和深空探测提供必要的GNC技术支撑。

运载火箭制导导航与控制技术1．运载火箭制导、导航与控制理论方法

随着运载火箭所承担任务的多样化，这将是未来发展的目标和趋势。

可重复使用运载器对飞行器再入过程要求严格，时调整技术导航与控制理论方法不断产生新的需需进一步研究再入轨迹在线生成与实现。

基于快速发射固体运载火箭的需求，需要研究在线航迹调整的能量管理技术，适应多窗口任务、快速闭合目标轨道的制导控制技术，以及零窗口发射诸元快速生成与装订技术等。

根据月球探测、深空探测任务的需要，运载器长期在轨及轨道控制技术、大过载直接人轨制导控制技术、月面安全准确着陆，以及月面起飞制导控制技术等都是需要重点研究的项目。

重型运载火箭由于其任务、结构和环境的相当复杂，因此，带来了多任务适应性、高可靠性和模型复杂性等技术难点。针对这些特点，重型运载火箭控制系统必须着力发展适应多任务约束的制导控制、基于刚体/晃动/弹性强耦合的先进自适应控制、控制系统故障检测及集成健康管理等技术。

2．运载火箭电气系统综合设计与集成技术

未来几年内，控制系统可以通过以下技术项目的开展或技术途径的获得提高系统的集成度和可靠性。重点发展智能供配电管理、新一代总线研究与应用，以及电气设备长时间在轨可靠性没汁等技术。

3．运载火箭测发控技术

未来几年内，测发控技术发展的重点在于提高系统智能化、信息化水平，增强对运载2012-201 3 侣火箭控制系统全寿命周期的管理，为发射提供全面、可信的测试结果，摒弃以一次测试结果决定发射与否的传统模式，提高发射可靠性和成功率。23