微型固体短脉冲推力器基型样机试验研究

对微型固体短脉冲推力器基型样机进行了试验研究 .所进行的两组共 2 1发试验的技术数据表明 :所设计的推力器样机工作正常 ;瞬发点火具与高燃速推进剂的匹配性能良好 ;测试系统的动、静态性能符合测试要求 ;瞬态参数的测量结果可信 .测得的推力器的技术指标为点火延迟短于0 3ms ,总冲大于 3N·s ,平均工作时间短于 16ms     

GEO Satellite Thruster Configuration and Optimization

GEO卫星推力器布局设计及优化

冯佳佳^1,2,王佐伟^1,2

（1. 北京控制工程研究所,北京100191 ;

2. 空间智能控制技术国家级重点实验室,北京100190）

摘 要：

针对GEO卫星如何进行推力器布局设计及优化问题,提出一种推力器布局设计及优化方法。该布局设计中所有的推力器均布置在卫星背地板上,这为卫星所携带载荷和部件的布局提供了广阔的空间,推力器类型选用化学推力器和电推力器,有效减少了卫星推进剂的消耗量。文中针对该推力器布局设计,进行详细的推力器工作模式和工作任务分析,并以卫星寿命期间推进剂消耗量最小为目标,对推力器的布局设计进行优化。最后,以一实际GEO卫星为例,利用该方法进行推力器的布局设计及优化,结果表明该方法可行有效,具有工程应用价值。

关键词：GEO卫星;化学推力器;电推力器;布局设计;优化

     

变稳直升机构型系统设计及纵向飞行仿真验证

针对在空中飞行模拟中,变稳直升机需具有响应特性的大范围变化能力以及飞行安全性设计等问题,提出变稳直升机构型设计技术,目的是安全地实现变稳直升机稳态和动态响应特性的变化,使驾驶员能感受到较好或较差的直升机响应特性。从理论上设计变稳直升机构型控制系统,并从飞行安全角度研究构型切换逻辑;对纵向构型控制律进行数值仿真试验,并在地面台架试验中验证构型控制律和构型切换逻辑。试验结果表明,通过应用构型系统设计技术,获得了期望的直升机响应特性。     

基于ALPSO算法的过驱动最小推力控制方法

为保证推力器的控制效果,完成冗余指令的分配控制,提出基于ALPSO算法的过驱动最小推力控制方法。该方法依据构建推力器的动态分配数学模型,以推力器的动力学和运动学状态为基础,获取推力器期望的控制结果。在此基础上确定过驱动系统的推力器推力期望力矩误差函数最小,为实现过驱动最小推力控制分配的目标,采用ALPSO算法对其进行求解,获取控制结果。测试结果显示：应用该方法后,敏感度、负载裕度均在0.022以下,平衡度测试结果均在0.944以上,控制性能较好;能够快速完成力矩结果的控制,保证推力器按照设定的理想轨道运行;x,y,z轴上的分配控制力矩偏差均低于0.020 0。     

用于引力波探测的微牛级霍尔电推进技术

为满足空间引力波探测卫星无拖曳控制所需的微牛级推力宽范围连续可调的推进需求,依据霍尔电推进工作原理,分析微牛级霍尔推力器的设计理念,并经过一系列的推力器特征尺寸优化研究,设计了出口直径4 mm、通道长度30 mm的微牛级会切型霍尔推力器.实验测试结果表明:该型推力器可实现推力0.2~112.7 μN的连续可调输出,满足引力波探测任务对推力器推力输出范围的需求.为进一步改善推力噪声等推力器动态性能指标,开展了推力器控制系统设计和仿真研究,并根据无拖曳控制原理建立无拖曳卫星仿真系统,对微牛级霍尔推力器应用于引力波探测任务的可行性进行仿真评估.推力器控制和无拖曳卫星的仿真结果表明:推力器闭环控制可有效降低推力噪声,提高推力输出快速性和精度,还可大幅提升非保守力补偿精度,使航天器与测试质量之间的位移误差满足引力波探测计划的无拖曳控制精度指标.该型微牛级会切型霍尔推力器可满足引力波探测任务的推进需求,具备应用于此类空间科学任务的可能.     

可重复使用运载器再入段喷气选择逻辑重构研究

针对反作用控制系统(RCS)推力器开机失效后的喷气选择逻辑(JSL)重构问题进行了研究,提出了2种实现JSL重构的方法:①基于组合逻辑检索的方法;②基于冲量矩控制的线性规划方法。RCS是可重复使用运载器(RLV)再入过程中控制姿态的主要执行机构,所以RCS能否正常工作关系到RLV能否成功再入返回。为了提高RCS的可靠性,必须考虑RCS推力器开机失效后的喷气选择逻辑(JSL)重构问题。基于美国X-34技术验证机后部RCS配置方案的仿真试验证明了在出现推力器开机失效时,应用这两种JSL重构方法后,虽然控制效果有所降低,偏航、滚转角与角速度出现了振荡,但仍能满足系统性能要求。     

基于模型预测控制的动力定位过驱动控制设计

半潜式平台动力定位系统仅能控制纵荡、横荡和艏摇的低频运动,而整个系统安装的推力器个数大于被控自由度个数,因此整个定位系统为过驱动系统。针对该系统,采用模型预测控制,将虚拟控制力计算和推力分配实现一体化设计。控制力由推力器推力显式表达,充分考虑了推力器物理性能,以推力器推力变化率为控制参数。设计中,首先利用当前运动状态预测环境扰动,通过最小二乘法实现环境扰动的初次分配,然后再进行标准模型预测控制,充分考虑了桨-桨干扰造成的推力损失问题,通过设置上下游推力器间推力夹角,有效地避免了推力损失。最后给出数值算例验证了该方法。     

四轮驱动混合动力电动汽车牵引力控制仿真

设计了四轮驱动混合动力电动汽车的构型,并根据其驱动特性制定了牵引力控制方式和协调控制策略,最后运用Matlab/Simulink对附着系数左右分离的特殊路面进行起步与全负荷加速仿真。仿真结果表明,四轮驱动混合动力电动汽车在牵引力控制系统作用下,其驱动性能得到明显的改善,且各控制器亦能根据不同路面和行车工况进行适当调节,保证了四轮驱动混合动力电动汽车的起步加速性、通过性和车身稳定性。     

基于Matlab/Simulink的异步电动机间接矢量控制系统仿真

对间接矢量控制理论进行分析,设计了异步电动机间接矢量控制系统．并用Matlab对所设计的间接矢量控制系统进行建模与仿真,仿真结果表明：该控制系统实现了磁通与转矩解耦,系统的静、动态性能良好．     

基于MIT的伺服转台系统自适应控制

伺服转台作为一个高精度的位置随动系统,提高其对高速目标的跟踪精度已经成为研究伺服转台的重要课题。针对这一问题,采用模型参考自适应控制的方法对伺服转台进行控制,基于MIT理论计算得到自适应控制律,完成控制系统的总体设计,最后使用Matlab/Simulink仿真软件对控制系统的性能进行仿真验证。结果表明,基于MIT理论设计的自适应控制系统结构简单,易于实现,且能够有效的提高伺服转台控制系统跟踪精度。     

Attitude control allocation strategy of high altitude airship based on synthetic performance optimization

This paper presents a method for solving the attitude control problem of high altitude airship (HAA) with aerodynamic fin and vectored thruster control. The algorithm is based on the synthetic optimization of dynamic performance and energy consumption of airship. Firstly, according to the system overall configuration, the dynamic model of HAA was established and the HAA linearized model of longitudinal plane motion was obtained. Secondly, using the classic PID control theory, the HAA attitude control system was designed. Thirdly, through analyzing the dynamic performance of airship with fin or vectored thruster control, the synthetic performance index function with different weighting functions was determined. By means of optimizing the obtained performance index function, the attitude control of high altitude airship with good dynamic performance and low energy consumption was achieved. Finally, attitude control allocation strategy was designed for the airship station keeping at an altitude of 22 km. The simulation experiment proved the validity of the proposed algorithm.     

Electric Thrusters Redundancy Configuration Strategy Study for All Electric Propulsion Platform Station-Keeping

全电推平台位置保持电推力器冗余配置策略研究

王敏1,2,李强2,梁新刚2

（1.北京航空航天大学 宇航学院, 北京 100191;2. 中国空间技术研究院,北京 100094）

创新点说明：

本文提出了GEO全电推进卫星6台电推力器的配置方案,解决了常规4台电推力器配置情况下工作寿命不满足许用要求的问题,并分析了不同布局形式对应的系统冗余度、电推力器工作时间等指标,最终得到2种布局方案都可以满足电推力器许用工作寿命要求,为全电推进卫星电推进系统设计提供了充分的工程参考依据。

研究目的：

本文为解决GEO全电推进卫星常规4台电推力器配置情况下工作寿命不满足许用要求的问题,提出了6台电推力器配置的方案,并分析不同的布局形式对系统冗余度、位置保持点火时间等性能的影响,最终确定电推力器配置与布局方案。

研究方法：

1)本文采用冗余度分析方法分析了不同的电推力器布局方案的冗余度;

2)本文采用电推进位置保持方法仿真得到了不同电推力器布局方案的位置保持点火时间。

结果：

1)6台电推力器正对称布局方案与斜对角布局方案都可以满足电推力器许用工作寿命要求;

2)正对称布局方案的电推力器最长工作时间略短于斜对角布局方案,推进剂消耗略低,位保效率较高;

3)斜对角布局方案系统冗余度高于正对称布局方案,允许任意2台电推力器失效;

4)任意1台电推力器失效的情况下,剩余电推力器最长工作时间约为4台电推力器配置方案同等工况下的50%。

结论：

GEO卫星在采用常规4台电推力器不能满足许用工作寿命的情况下,可以增加电推力器数量至6台,可采用正对称布局方案或斜对角布局方案,前者电推力器工作时间略短、位保效率略高,后者系统冗余度更高,可靠性较高。在全电推进卫星系统方案设计中,对于没有足够飞行经验,成熟度不高的新型电推力器,可以采用斜对角布局方案,获得更高的系统冗余度和可靠性;对于在轨经验丰富,较为成熟的电推力器,可以采用正对称布局方案,尽量降低电推力器点火工作时间和提高位保效率。

关键词：全电推进卫星;位置保持;电推力器配置;电推力器布局方案;失效;冗余     

深海机器人推进电机系统的混沌控制

深海机器人推进电机系统中出现的混沌现象，直接影响深海机器人稳定性、可靠性和安全性.采用自适应控制技术对其混沌行为加以控制，对该方法的可行性和有效性进行了证明.设计和构造了易于工程实施的混沌控制器，用于深海机器人推进电机系统混沌控制.仿真实验表明，推进电机系统在自适应控制器的作用下可迅速脱离混沌状态，并进入持续稳定状态，控制效果明显.可以为深海机器人推进电机系统中可能出现的混沌运行行为提供控制策略和抑制预案，有利于混沌控制嵌入软件的开发，确保深海机器人稳定、可靠和安全地运行，具有一定的实用价值.     

Realization of proportional navigation and lateral acceleration autopilot for endoatmospheric kinetic interceptor with pulse thrusters

The guidance and control strategy for endoatmospheric kinetic interceptor controlled by lateral pulse thrusters was detailed.The pulse thruster control system was firstly proposed.The sample-and-hold a...     

激光微推力器及其关键技术

传统的推力器由于其受到物理尺寸、重量和推力的限制,无法适应微小型卫星精确定位、姿态控制等特殊航天任务的需要。在重点介绍了激光微推力器的基本原理和结构特征的基础上,讨论了激光微推力器需要解决的几个关键技术问题。     

基于自适应区域跟踪的自主式水下机器人容错控制

研究自主式水下机器人(autonomous underwater vehicle, AUV)的推进器自适应区域跟踪容错控制方法。 与传统的自主式水下机器人容错控制方法不同,采用区域跟踪控制思想,将控制目标设定为以期望轨迹为中心的空间区域。 针对系统中存在的不确定性及推进器故障问题,采用神经网络进行在线辨识。 考虑到推进器故障时存在推力饱和而导致神经网络学习发散的问题,提出一种包含饱和因子的神经网络权值调整方法。 通过仿真,对所提方法的有效性进行验证。     

Interior Performances of an Impulse Thruster by Numerical Calculation

Impulse thruster is a kind of actuator used for trajectory correction or attitude control of some in-flight munitions and vehicles.A simple mathematical model was set up to model interior characteristics of an impulse thruster.With this model,effects of some key parameters on interior performances of the impulse thruster were studied.Results show that action time is affected significantly by nozzle throat diameter and volume of combustion chamber,while output impulse is sensitive to charge particle diameter...     

大口径油气管道阀及其控制系统设计

给出了一种大口径油气管道控制阀--Rotor控制阀,详细阐述了其组成结构、控制系统硬件及软件功能.应用实践证明,该阀门结构合理,控制系统图形界面友好,可靠性高,操作方便,安全稳定,应用效果好.     

Maneuver and vibration reduction of flexible spacecraft using sliding mode/command shaping technique

The current trend of spacecraft is to use large,complex, and light-weight space structures to achieveincreased functionality at a reduced lunch cost. Thisresults in these space structures being extremely flexibleand having lowfundamental vibration modes, and thesemodes are often excited during normal on-orbit opera-tions, such as attitude maneuvers, and so on, especial-ly, when the spacecraft attitude control system employson-off thrusters that produce discontinuous and nonlin-ear control actio…