推力器
- 一种基于模型预测的火星返回推力器容错控制再分配方法
识别算法，以及推力器故障快速诊断和重构算法，使探测器具备了在着陆过程中的高容错控制能力，提高了此过程姿态控制的鲁棒性[4]。近年来，随着火星返回任务研究大力开展，使用冗余执行器的过驱动容错控制设计思想，成为当前容错控制技术应用的主要研究方向之一。对于过驱动系统，控制分配是容错技术应用的典型方法[5-6]。在保持顶层控制律不变的条件下，通过对推力器进行控制指令再分配，实现故障状态下的容错控制[7-8]。常见的控制分配方法有直接分配法、daisy chain法
宇航学报 2023年2期2023-03-18
- 考虑非预期电击穿的离子推力器可靠性分析
）0 引言离子推力器是电推进分系统的核心组件，由放电阴极、放电室、栅极系统和中和器等关键部组件构成[1]。离子推力器工作的基本原理是借助外部电能电离推进剂并在电场作用下使离子聚焦并加速喷出，从而将外部电能转化为动能，产生推力。高比冲、长寿命、推力小是其显著特征。正是因为离子推力器产生的推力较小，所以必须在轨稳定可靠运行数千甚至数万小时才能满足总冲要求。因此，针对离子推力器长服役寿命可靠性的评估具有重要的工程意义。现有离子推力器长寿命可靠性的研究主要从性能退
真空与低温 2022年6期2023-01-06
- 微小卫星推力器姿轨一体化控制技术研究
的部件［2］。推力器是航天器姿态和轨道控制中最常用的执行机构之一，它通过喷气产生控制力来控制卫星的姿态和轨道。利用推力器控制卫星三轴姿态，要求推力器能够产生6 个方向控制力矩［3］，而单个方向控制时不对其他方向产生干扰，则至少需要安装6 个推力器，如果同时考虑冗余还需要增加推力器的配置。但是，推力器数量增多会导致姿态控制系统复杂，同时也给整星的安装带来一定难度，尤其不适用于微小卫星，因为其对各个设备的质量、成本和功耗均有严格的限制。文献［4-5］针对推力器
上海航天 2022年5期2022-12-03
- 卫星姿控多推力器高速率阻尼算法及验证
0 引言以喷气推力器为执行机构的姿态控制系统是一种典型的主动式零动量控制系统，具有快速、方便等特点[1]。为了保证卫星的简单、可靠、重量轻和低成本特性，推力器的选取和安装变得愈发重要，在满足功能需求的情况下尽可能采用少的推力器。卫星初始入轨阶段卫星姿态控制系统的任务包括速度阻尼、太阳和地球捕获等[2]。如果卫星能源充足，有足够时间建立稳定对日状态，可以采用磁阻尼方式。当要求卫星快速建立稳定状态时，采用推力器喷气控制是一种很好的选择。采用多个推力器可以更好地
航天控制 2022年5期2022-11-03
- M5型微波离子推力器10000h寿命实验*
引 言微波离子推力器是一种静电型推进装置，它利用微波能量击穿气体形成电子回旋共振（Electron Cyclotron Resonance, ECR）等离子体[1-3]，其中的离子在加速栅极的作用下被高速引出产生推力，引出的离子束流再被电子中和。微波离子推力器具有比冲高、无热电极烧蚀、寿命长、电源系统简单等优点，非常适用于长时间工作的空间飞行器。微波离子推力器2003年在“隼鸟1号”返回式深空探测器上首次得到空间应用，2010年6月探测器成功返回地面。长达
飞控与探测 2022年4期2022-11-02
- 径向磁场对霍尔推力器性能影响的数值模拟研究*
0000)霍尔推力器由于推力密度大、结构简单等特点,在商业航天领域具有广泛的应用前景.为了进一步提升小功率霍尔推力器的性能,克服低轨卫星用小功率霍尔推力器性能受限于输入功率和最大磁场强度的问题,本文利用数值模拟和理论分析方法研究了霍尔推力器放电通道中径向磁场分布对推力器性能的影响.在轴向磁场分布和最大径向磁场强度一定的情况下,通过改变径向磁场梯度实现径向磁场对推力器性能影响的研究.结果表明,在放电参数、推进剂流率以及轴向磁场不变的情况下,加速区的电势随着径
物理学报 2022年10期2022-06-04
- 电推进加速技术现状及展望
统作为衡量空间推力器先进性的标志之一。2010年8月，美国洛马公司研制的先进极高频军事卫星AEHF在远地点发动机失效的情况下，被多模式霍尔推力器成功拯救且确保了预定的14年寿命，从而避免了超过20亿美元的损失。随即拉开了全电推进卫星技术发展的序幕。2012年10月14日，中国实践9A卫星搭载LIPS-200离子推力器和HET-70霍尔推力器进行了空间在轨实验，这是中国首次进行电推进技术的空间实验验证。以此为分界点，中国电推进技术的发展，从基础性预研阶段正式
宇航学报 2022年2期2022-03-31
- 月面高温下推力器可靠性试验
太阳照射一侧，推力器喷管受太阳辐射及月表红外的共同影响，同时对空辐射角系数较小，导致推力器电磁阀温度持续升高，120 N推力器电磁阀最高温度可达到约110℃，与电磁阀连接的推进管路的最高温度约100℃。电磁阀在高温与氧化剂强氧化性环境条件下，阀芯产生溶胀效应，堵死或者减小阀芯运动行程，导致推力器稳态与脉冲工作性能下降甚至推力器无法正常可靠工作。此外，推进剂管路内的氧化剂在100℃高温条件下发生汽化反应，当汽化后的氧化剂与正常状态的燃料结合后，将发生不稳定燃
中国空间科学技术 2021年6期2021-12-21
- LHT40低功率霍尔推力器放电特性试验
进系统中，霍尔推力器具有结构简单、推力小、寿命长、集成度高、比冲适中、推功比高[2-4]等诸多优点，实现了广泛的空间应用，主要执行姿态控制、轨道提升、深空探测等多种轨道任务。截止目前为止，1～5 kW的功率[5-6]范围内的霍尔推力器已有多款推力器实现在轨型号应用。近几年，随着地轨互联网星座的蓬勃发展，以OneWeb、SpaceX“星链”(Starlink)为代表的商业互联网对低功率霍尔推力器的应用十分火热。英国通信公司OneWeb(一网公司)截至2020
中国空间科学技术 2021年5期2021-10-26
- 1N ADN基推力器瞬态启动性能试验研究
N ADN 基推力器进行在轨技术演示验证.2016年至2017年底，美国Planet Labs 公司发射的SkySat(天空卫星)星座中12颗卫星均采用了瑞典 ECAPS公司研制的1N ADN基推进系统，用于卫星轨道机动和姿态调整[4].2016年，由北京控制工程研究所研制的1N ADN基推力器搭载卫星完成了首次飞行验证试验，经在轨试验证明，在额定工作压力下，1N ADN基推力器稳态工况下，实际推力为1.03N，工作比冲210.2 s[5].目前，改进后的
空间控制技术与应用 2021年4期2021-08-02
- 环型离子推力器放电机理研究进展①
S-300离子推力器，标志着国内电推进技术取得重大突破[6]。2020年初，国内探月计划“嫦娥工程三期”顺利完成，初步建立了深空探测网，火星探测计划提上议事日程[7]。开展火星探测任务的首要难题是探测器的运载问题，探测器要摆脱地球引力进入火星轨道，其飞行速度需超过第二宇宙速度。与此同时，探测器要经过极长的飞行时间，期间还要经受各种力、热和辐射的干扰。因此，开展火星探测任务对探测器推力器的推力、功率、比冲、效率和使用寿命等性能提出了更高的要求。研发更大推力和
固体火箭技术 2021年2期2021-05-17
- 适用于微纳卫星的微型电推进技术研究进展①
，介绍微型离子推力器、低功率霍尔推力器、场致发射电推进(Field Emission Electric Propulsion，FEEP)、电喷雾推力器、脉冲等离子体推力器(Pulsed Plasma Thruster，PPT)、真空电弧推力器(Vacuum Arc Thruster，VAT)等主流微型电推力器的工作原理和研究进展，分析其性能特点及应用发展趋势。1 微纳卫星对微型电推进系统的需求为保证低成本的同时，具备较长的寿命和较优的性能，微纳卫星对微型电
固体火箭技术 2021年2期2021-05-17
- 一种控制系统故障处理中的互斥设计方法
处理变得复杂.推力器是航天器控制系统重要的执行机构，是保证航天器正常工作的关键部件，一般在硬件上采用冗余备份[5]设计来保证系统的可靠性.推力器有两类常见故障：推力损失和推进剂泄漏，故障处理均为切换到备份[5].使用故障的推力器会对航天器的稳定运行、安全和寿命造成严重后果[6-8].本文以控制系统故障诊断与处理中的推力器切换为研究对象，分析了多种故障交叉耦合触发和处理可能导致的推力器切换错误甚至航天器失控的情况，并提出了一种软件互斥设计方法，能有效解决故障
空间控制技术与应用 2021年1期2021-04-25
- 面向轨道位置保持的故障模式下电推力器布局设计优化
星通常采用化学推力器来实现位置保持，然而，其存在燃料消耗较大、位置保持精度较低等问题，严重影响了GEO 卫星的寿命［4］。相比之下，电推力器具有高比冲、小推力的特点，基于电推力器的位置保持可有效减少燃料消耗并提高位置保持精度，近年来得到了广泛的应用［5-7］，例如美国波音公司的ABS 3A 全电推进卫星、德国OHB 公司的Electra 全电推进卫星以及欧洲通信卫星公司的172B 全电推进卫星［8］等。由于电推力器产生的推力大小仅是化学推力器的百分之一，且
无人系统技术 2020年5期2021-01-06
- 高比冲霍尔推力器启动特性研究
在轨应用的霍尔推力器，搭载在流星号卫星上由苏联成功发射[1]。霍尔推力器凭借其可靠性高、推力密度高、推力功率比大及综合性能好等优势，在航天器南北位保、大气阻力补偿及轨道转移等任务中得到了广泛的应用[2-3]。截至2019年8月，已有723台霍尔推力器在超过12种GEO平台、208个航天器上成功应用，在轨飞行成功率100%。霍尔推力器在工作过程中，放电参数会发生相应的变化。由于推力器工作时阳极电压保持不变，放电电流的平均值变化可以反映推力器功率的变化，放电电
中国空间科学技术 2020年4期2020-12-01
- 霍尔推力器点火过程研究现状及展望
0 引 言霍尔推力器(Hall thruster，HT)，又称稳态等离子体推力器(Stationary plasma thruster，SPT)，是一种典型的电推进装置。由于其具有结构简单、比冲和效率较高等优点，被广泛地应用于卫星的南北位保和轨道转移等空间推进任务[1]。俄罗斯是最早开展霍尔推力器研究工作和进行空间应用的国家，其综合技术水平在世界上处于领先地位。俄罗斯研制的霍尔推力器功率范围很广(50 W～50 kW)[2]，其典型的代表产品SPT-100
宇航学报 2020年6期2020-07-28
- 我国首款牛级霍尔推进器研制成功
千瓦大功率霍尔推力器成功完成点火试验，点火时间累计达8小时，点火次数超过30次。该推力器的成功研发，实现了我国霍尔电推力器推力从毫牛级向牛级的跨越。试验过程中，推力器點火可靠，运行平稳，工作参数稳定，实测推力1牛，比冲3068秒，效率大于70%，性能指标达到国际先进水平。据悉，该推力器在设计中采用了空心阴极中置、磁屏蔽长寿命等新技术，具有推力大、比冲高、工作寿命长、可靠性高等特点，可为大型GEO（地球静止轨道）卫星、中型/重型全电推平台、深空探测器、地球轨
中国军转民 2020年1期2020-02-20
- 影响环形微阴极电弧推力器寿命的因素研究
]。微阴极电弧推力器(Micro-cathode arc thruster, μCAT)通过阴阳极间脉冲放电，形成的高电离度等离子体被磁场约束、加速喷出而产生推力，具有体积小、重量轻、功耗低、比冲高等优点，是微纳卫星空间推进的理想候选推力器。然而μCAT推力在μN量级，相比较大推力的推力器，执行相同速度增量的任务需要更长的工作时间。因此，对μCAT系统的寿命提出了要求。在μCAT领域研究具有代表性的是乔治华盛顿大学的Michael Keidar团队[2]，
宇航学报 2019年12期2020-01-14
- 离子液体电喷推力器的关键技术及展望
，离子液体电喷推力器是一种具有比冲高、体积小、质量轻、功率低等优点的电推进技术。离子液体电喷推力器产生的微牛级推力可用于微纳卫星或航天器的无拖曳控制、姿态精确控制、组网和编队飞行等方面。例如，2016年1月，欧洲航天局的LISA Pathfinder飞船成功使用搭载的8个由Busek公司研制的离子液体电喷推力器进行了无拖曳飞行验证[6]，中山大学用于引力波探测的“天琴计划”也将其列为备选的推进系统方案[7]。因此，离子液体电喷推力器是一种极富前景的微牛级推
宇航学报 2019年9期2019-10-09
- 离子霍尔推力器束流中和与耦合研究进展
）0 引言离子推力器和霍尔推力器是目前航天器上使用最广泛的动力装置之一，相比而言，在同样功率下，离子推力器比冲高、推力小，霍尔推力器比冲低、推力大。为有效发挥离子推力器高比冲、霍尔推力器大推力的优势，解决传统离子和霍尔电推力器高比冲和大推力无法兼具的难题，提出了离子霍尔混合推力器概念。离子霍尔混合推力器由环型离子推力器[1]和霍尔推力器[2]同轴嵌套组成。在两种推力器同时工作情况下，由于束流等离子体电势、密度、速度等方面的显著差别，同时共用中和器，使得混合
真空与低温 2019年1期2019-03-07
- 基于温度模型的10 N推力器点火异常发现方法
2]，10 N推力器是该类型推进系统中提供推力的唯一执行部件，其工作正常与否直接决定了卫星轨道或者姿态控制的成败。现今主要通过两种手段开展10 N推力器的状态监测：通过卫星姿态角变化进行监测；通过控后测轨结果进行评估。上述两种手段均存在不足：①一般地，卫星成对推力器的推力存在差异，正常情况下采用成对推力器点火也会引起姿态波动，并且在推力器点火过程中如果卫星动量装置参与姿态控制，则推力器喷气产生的干扰力矩会逐渐被动量装置吸收[3-6]，推力器异常工况无法完全
航天器工程 2019年1期2019-03-06
- 大功率轨道转移航天器全电推进系统研究
了国外大功率电推力器的研究情况，针对近地空间的大功率轨道转移航天器任务需求，给出了电推进系统方案设计，并对采用不同性能指标推力器的多种方案进行对比，为后续方案选择提供参考。1 国外大功率电推力器介绍国外对大功率电推进技术的研究比较广泛和深入，主要集中在离子推力器、霍尔推力器、磁等离子体推力器（Magnetoplasmadynamic Thruster，MPDT）、可变比冲磁等离子体火箭（Variable Specific Impulse Magneto-p
深空探测学报 2018年4期2019-01-10
- 基于遗传算法的半潜式平台动力定位系统动态约束可行域推力分配法
范围内，考虑到推力器出力方式及运行经济性，仅控制纵荡、横荡和艏摇三个自由度的低频慢漂运动，而推力系统由8个推力器组成以保证系统的冗余度，因此整个系统为过驱动系统。在动力定位模块化设计过程中，如图1所示，首先由控制算法得到三自由度控制力，然后通过分配算法将其分配到底层执行机构推力器上，最终实现定位目标。动力定位系统的底层推力系统一般采用全回转推力器、舵等，在推力器方位角已知的情况下，Sørdalen[1]采用伪逆法对推力直接进行分配，分配过程中存在的奇异构型
船舶力学 2018年10期2018-11-02
- 同轴型微阴极电弧推力器的设计及性能测试
一。微阴极电弧推力器（micro-cathode arc thruster,μCAT）具备小型化、低功耗、低成本、高效率等特点，是微纳卫星动力装置的理想选择。美国乔治·华盛顿大学的Keidar和Zhuang团队在μCAT研究方面具有代表性，他们对μCAT的原理和结构进行了分析，设计了微推力测试台，分别对不同磁场下的离子速度、阴极斑点的旋转、推力器羽流分布情况等推力器性能参数进行了研究[2-4]。Zhuang提出通过改变外加磁场的位置，使其轴心与推力器轴心不
航天器环境工程 2018年5期2018-10-23
- 静止轨道卫星南北位置保持推力器效率补偿方法及应用
的2个10 N推力器在点火过程中对卫星的X轴产生控制力矩，滚动角不可避免地会出现正向超调[2]，卫星姿态会出现波动，严重时会影响用户使用，随着卫星用户对卫星姿态要求程度不断提高，开展避免南北位置保持时姿态超调过大的研究具有十分重要的意义。本文通过对南北位置保持情况的分析，提出了利用推力器点火时间反推出推力器工作效率的在轨补偿方法，针对某在轨卫星在轨实际验证，成功地将卫星姿态超调量控制在0.15°以内。1 南北位置保持原理及策略静止轨道卫星每天在南北纬度方向
航天器工程 2018年4期2018-09-15
- 电推进系统的过去、现在及未来
统的工作方式电推力器是电推进系统的核心部件，按照工作原理的不同分为三种：电热式推力器、静电式推力器和电磁式推力器。电热式推力器需要对加注的推进剂进行加热使其气化，并从尾部喷管喷出，产生推力。静电式推力器是利用电能把推进剂进行电离, 形成电子和离子, 并在静电场作用下使带正电的离子加速从尾部喷管喷出，从而产生推力。由于产生推力的物质是离子, 因此静电式推力器又被称为“离子推力器”。电磁式推力器是利用电能将推进剂电离成等离子体,在外加电磁场(洛伦兹力) 的作用
太空探索 2018年8期2018-08-08
- 大功率射频场反构型等离子体电推进研究
要。1 大功率推力器的发展现状大功率推力器因其良好的应用前景而受到广泛的关注，目前美国、欧洲、俄罗斯和中国都在开展不同类型大功率推力器的研发。当前可应用于MW级功率的推力器，主要有四种类型，分别为磁等离子体推力器(MPDT)、可变比冲磁等离子体火箭(VASMIR)、脉冲诱导等离子体推力器(PIT)和无电极场反构型等离子体电磁推力器(ELF)[1-9]。1.1 磁等离子体推力器磁等离子体推力器是利用电磁能加速气体工质并高速排出而产生反推力，通过大电流阴极和阳
火箭推进 2018年1期2018-04-26
- 基于区域平均燃料消耗的推力器配置问题
野0 引 言以推力器为执行机构的反作用控制系统，由于其对各种飞行任务较强的适应性，成为了航天器系统构成中及其重要的分系统，其性能的好坏直接影响到整个控制器的使命[1].由于推力器相对飞行器是固定安装的，其产生的推力矢量和控制力矩矢量仅取决于推力器安装的位置和倾角，所以单个推力器产生的控制量在本体系中的方向是固定的.一般航天器会安装多个推力器，通过其作用的组合来实现任意的合控制力和力矩，这种组合就是推力器的控制指令分配问题.推力器的配置一般是指飞行器上配备的
空间控制技术与应用 2018年1期2018-03-24
- 一种提高空心阴极推力器推力的发射体外置方法
种提高空心阴极推力器推力的发射体外置方法刘晨光，宁中喜*,孟天航，韩星，于达仁哈尔滨工业大学 能源学院,哈尔滨 150001为提高空心阴极推力器的比冲，研究了空心阴极发射体外置的方法，对比研究了发射体外置和内置两种结构的空心阴极推力器的推力和比冲，发现发射体外置的结构相比较于内置结构能够增加推力器的推力和比冲。进一步研究发现，发射体外置的空心阴极推力器引出的离子电流、离子能量要明显高于发射体内置的空心阴极推力器，可以推断发射体外置的阴极推力器存在离子加速喷
中国空间科学技术 2017年5期2017-11-22
- 基于区间算法的微小卫星微推力器阵列规模估计*
法的微小卫星微推力器阵列规模估计*闵家麒，朱宏玉(北京航空航天大学宇航学院，北京 100191)针对以固体微推力器阵列为执行机构的微小卫星初入轨姿态控制需求，研究固体微推力器阵列规模的估计方法.在设计了微推力器阵列单元调用规则和姿态控制律后，考虑微推力器阵列各单元冲量输出的不确定性，使用区间数表示微推力器单元的力矩输出，引入区间算法对初入轨的消旋和姿态捕获两个主要过程中微推力器单元的消耗情况进行计算.利用区间数的不相关性，改善区间计算过程，减小了由区间积分
空间控制技术与应用 2017年5期2017-11-09
- 一种基于推力器控制的卫星质心在轨估算方法研究
09)一种基于推力器控制的卫星质心在轨估算方法研究郭正勇，张增安，汪礼成，何益康，赵永德(上海航天控制技术研究所,上海 201109)为准确估计地球静止轨道(GEO)卫星在轨道机动过程中因燃料消耗产生的质心位置的变化，提出了一种基于推力器连续喷气的卫星质心在轨估算方法。采用推力器在固定时间内连续喷气工作方式以形成恒定的推力器作用力和力矩，根据陀螺测量值用最小二乘法估算推力器产生的星体角加速度值，采用产生正负向相反控制力矩的两个推力器同时工作，以减小对卫星姿
上海航天 2017年5期2017-11-04
- 小功率ECR离子推力器技术研究发展现状
功率ECR离子推力器技术研究发展现状柯于俊，陈学康，孙新锋，田立成（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州 730000）相比Kaufmann离子推力器，ECR（Electron Cyclotron Resonance）离子推力器具有无电极腐蚀、无污染、放电气压低、等离子体密度高、能量转换效率高、中和器和放电室能快速起弧等优点。ECR离子推力器因独特的技术优势而使其在微小功率电推进领域受到国内外的广泛研究。国外（主要是日本）小功率ECR离子
真空与低温 2017年4期2017-09-07
- 面向全电推进卫星的霍尔推进技术*
约束条件对霍尔推力器提出了多模式工作的需求，通过对全电推进卫星对推进器的需求分析，论述霍尔推力器多模式工作涉及的关键技术.分析表明，高比冲模式下工质充分电离、推力器热负荷、羽流聚焦是技术瓶颈问题，多模式宽范围工作的阴极设计技术、多环/成组技术是霍尔推力器发展的重要研究方向，多模式霍尔推力器未来的发展需要在模式连续可调、大总冲和高比冲方向取得技术性突破.全电推进;霍尔推力器;高比冲;多模式0 引言电推进技术具有高比冲优势，成为世界各国降低航天器总质量、提高平
空间控制技术与应用 2017年1期2017-04-14
- 霍尔电推进技术的发展与应用
W级功率的霍尔推力器已经实现在轨应用，100 kW功率的霍尔推力器已在研制中。针对未来载人深空探测、GEO卫星、低轨和超低轨卫星及轨道机动飞行器等任务需求，霍尔电推进朝着更大功率包络，更强多模式调节能力，更高性能，更长寿命及推进剂多样化等方向发展。在分析霍尔电推进技术特点和适用任务后，对国内外霍尔电推进技术的发展现状、任务应用等进行了综述，最后对霍尔电推进的发展趋势进行了展望。霍尔电推进技术；霍尔推力器；多模式调节；大功率推进0 引言随着航天器对承载比、速
火箭推进 2017年1期2017-03-08
- 环型离子推力器研制发展综述
00）环型离子推力器研制发展综述杨浩，张天平（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州730000）环型离子推力器的研制发展，为离子推力器在未来航天任务中广泛应用提供一个良好平台。相比传统型离子推力器，环型离子推力器设计概念更为新颖。环型离子推力器增大放电室内部的放电阳极面积、降低离子光学系统溅射腐蚀，并提高了推力器的功率水平和运行寿命。在调研国外环型离子推力器研制基础上，结合环型离子推力器早期发展、现阶段技术特点、研究现状和未来发展趋势等方
真空与低温 2016年1期2016-11-25
- MEMS固体微推力器阵列发展研究*
MEMS固体微推力器阵列发展研究*杨灵芝，魏延明，刘旭辉(北京控制工程研究所，北京100190)固体微推力器阵列具备高精度、小冲量、高密度、可战备贮存快速组装等优点，非常适用于进行特殊任务的微/纳卫星、微/纳卫星编队飞行、快速响应卫星.简要介绍MEMS固体微推力器阵列的结构原理、特点以及应用范围，调研国内外MEMS固体微推力器阵列的发展状况.根据调研结果研究得出固体微推力器阵列的关键技术，结合国内外发展现状及相关关键技术提出今后的发展建议.MEMS;固体微
空间控制技术与应用 2016年1期2016-04-14
- GEO卫星电推力器安装位置优化研究
)GEO卫星电推力器安装位置优化研究李强 周志成 袁俊刚 王敏(中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京 100094)针对配置电推力器的地球静止轨道(GEO)卫星，研究了以位置保持效率为指标的电推力器最佳安装位置。分析了南北、东西位置保持所需推力大小与工作时间的关系，得到推力器安装位置与位置保持可控性的定量关系。分析了电推力器安装位置与角动量卸载能力的关系，电推力器的推力方向越接近垂直，角动量卸载能力越大。以位置保持效率为最优目标，考虑卫星尺寸、位置保持可
航天器工程 2016年4期2016-03-16
- GEO电推进卫星轨道漂移策略研究
的需求，利用电推力器在GEO上的控制方法，以轨道倾角、漂移经度和漂移率为目标，提出了一套结合南北位置保持的GEO卫星电推进轨道漂移策略。通过分析电推进平台在进行位置保持时的电推力器控制方法，设计电推力器点火策略，得出了漂移阶段推力器点火时刻及时长的计算方法，并分析出漂移各个阶段时间的估算公式。利用龙格库塔法对该策略进行了数值仿真验证，结果表明：文章中提出的电推进平台轨道漂移策略能够在无须姿态大幅调整并不增加额外燃料消耗的基础上完成对目标经度的轨道转移，满足
航天器工程 2016年4期2016-03-16
- 电推进卫星角动量卸载研究
持的同时通过将推力器的指向略微偏离质心来产生控制力矩,完成角动量卸载。针对该问题,文章在给定推力器开机位置、时长和动量轮目标卸载量的情况下,提出了正常模式和故障模式下的角动量卸载算法。通过对推力模型的简化,得出了推力器最优偏转方向的解析解,并对考虑推力器弧段损失和不考虑弧段损失的角动量卸载算法进行了比较。仿真结果表明,所提出的卸载算法能够在进行位置保持的同时完成角动量卸载,为电推进卫星的在轨控制策略提供了有效解决方案。电推进;角动量卸载;小推力控制;参数优
中国空间科学技术 2016年1期2016-02-13
- 考虑负载均衡的过驱动航天器推力器分配方法
采用冗余配置的推力器以提高系统在轨可靠性，构成一类过驱动系统。过驱动航天器的推力器分配方案并不唯一，增加了在轨推力分配的复杂性，却可为控制系统提供新的设计自由度，进而能够改善航天器控制系统性能。已有诸多学者针对推力分配问题提出了多种方法，包括固定分配列表法［1，2］和动态分配法等［3－5］。固定分配列表法是根据推力器布局，预先制定推力分配列表，在运行过程中始终采用该方案，其主要缺点是需要预先制定推力器分配列表，包括推力器故障时的分配列表，这就需要占用巨大的
宇航学报 2015年7期2015-12-15
- 基于1N级ADN推力器结构参数优化的仿真研究
于1N级ADN推力器结构参数优化的仿真研究张 涛1,李国岫1∗,虞育松1,李 岩1,王 梦2,陈 君1,2(1.北京交通大学，机械与电子控制工程学院，北京100044；2.北京控制工程研究所，北京100190)应用正交设计方法，基于计算机仿真计算，对二硝酰胺铵(ADN)推力器的催化床长度及直径、燃烧室长度等结构参数进行了优化。以推力器推力为评价指标，利用极差分析法以及方差分析法分析了仿真优化计算结果，研究了上述结构参数对推力器性能的影响，得到催化床长度为2
载人航天 2015年3期2015-12-08
- 磁体几何尺寸对环形会切场离子推力器性能影响研究
环形会切场离子推力器性能影响研究吴先明，张天平（兰州空间技术物理所 真空技术与物理重点实验室，兰州730000）不同直径的离子推力器系列产品，为磁场约束等离子体设备，磁路结构对于离子推力器性能有重要影响。文章介绍了利用有限元模拟软件MAXWELL对不同尺寸磁体产生的磁场位形进行模拟，进而研究不同磁体几何尺寸对离子推力器性能的影响。结果表明在闭合磁场等值线固定为50 G的前提下，较大厚度/宽度比的磁体产生更大的无场区体积，有利于离子推力器束流平直度的改进，从
真空与低温 2015年2期2015-10-29
- 阴极挡板对30 cm氙离子推力器性能影响的研究
0 cm氙离子推力器性能影响的研究胡竟，江豪成，王亮，王小永，顾左（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州730000）束流分布是表征离子推力器性能的关键技术指标，直接影响到离子推力器的工作稳定性和可靠性。针对引出束流分布不均匀导致30 cm氙离子推力器离子光学系统打火保护的问题，开展了阴极挡板性能试验，研究分析了阴极挡板对离子光学系统引出束流的影响作用关系，以及设置阴极挡板前后和设置不同规格阴极挡板时推力器放电室性能变化规律。试验表明：设
真空与低温 2015年2期2015-10-29
- 离子推力器栅极放电分析和保护设计
上主要应用离子推力器和霍尔推力器。离子推力器由于具有高比冲、高效率的特点，广泛应用于深空探测及通信卫星南北位置保持和轨道转移任务，以提高卫星寿命，降低发射质量，或增大航天器有效载荷。由于霍尔推力器结构简单，没有复杂的栅网组件，因此从产品结构特性决定了不会发生放电现象。离子推力器的结构复杂，屏栅和加速栅间距小，两栅间电压普遍高达1000 V 以上，若栅极间存在尖端或污染物，容易在栅极之间发生放电现象。放电会引起推力器工作时发生束流闪烁，导致推力突然变小。放电
航天器工程 2014年6期2014-12-28
- 基于模型预测控制的动力定位过驱动控制设计
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
哈尔滨工程大学学报 2014年6期2014-06-12
- 30 cm口径离子推力器热特性模拟分析
cm口径离子推力器(LIPS-300型)是针对新一代大型桁架式结构卫星平台全电推进应用目的而研制[1]，从推力器尺寸的变化及某些关键部组件的更新显示出这是一款结构相对较新的推力器产品，因此对LIPS-300的各项性能需要开展深入研究，而其热性能参数作为重要的研究方向，可以直接反映出推力器的能量损失及其所接触的航天器表面热特性，因此需要作为推力器重要的设计内容之一。在LIPS-300离子推力器的基础上开展热分析，分析结果对热设计方面会具有指导意义。1 边界
真空与低温 2014年3期2014-04-10
- 锚泊辅助动力定位系统推力器故障模式影响分析
统、参考系统和推力器故障引起，而这其中由推力器失效所造成的事故占比高达21%［5］。装载动力定位的深水半潜式钻井平台通常每个配电板负责两个推力器，且都为对角布置。在恶劣海况下，如果其中一个主配电板出现故障，则可能导致该配电板上的两个推力器同时失效，会对平台的可靠性和安全性造成很大的影响，因此考虑此种情况的故障模式分析是十分必要的。以某深水半潜式平台为研究对象，在给定的环境载荷条件下，通过时域模拟计算分析了半潜式平台同一配电板两个推力器失效时对平台定位精度、
海洋工程 2013年1期2013-10-11
- 导航卫星推进分系统在故障状态下的重组技术的设计与实施
源和6路10N推力器电磁阀驱动电路.在正常工作模式下，A分支24V电源仅为A分支的6路10N推力器电磁阀驱动电路供电，B分支24V电源仅为B分支的6路10N推力器电磁阀驱动电路供电.当推进分系统发生双重故障，且故障分别发生在两个分支中，为了确保卫星推进分系统能够正常工作，可通过执行故障遥控切换指令实现推进分系统重组功能，即A分支24V电源可同时为A分支和B分支的12路10N推力器电磁阀驱动电路供电，B分支24V电源亦可同时为A分支和B分支的12路10N推力
空间控制技术与应用 2013年3期2013-04-26
- 固体微型推力器应用设计
低。而固体微型推力器阵列体积小、集成度高、功耗低、可靠性高［1-2］，能够提供小而精确的冲量，可以作为微型卫星的执行机构，是一种新型的卫星控制动力装置，可以进行高精度的姿态控制和轨道控制，能够大大提升微型卫星的实用价值［3-4］。现阶段从事微推进系统的研究机构众多，但各研究机构主要集中在对推力器的结构设计、性能试验和仿真分析等方面的研究，基于推力器阵列与布局设计的研究国内外研究较少，但是现阶段采用正四边形的推力器阵列方式，无法保证每组推力器组合的合力通过卫
航天器工程 2012年6期2012-12-29
- 基于固体微推力器阵列的卫星控制一体化算法①
段对于基于微型推力器阵列的推力器分配算法研究国内外处于空白，而基于液体推力器的分配算法国外有较多研究［5－6］，但姿轨控推力器数量远小于微型推力器阵列。因此，其分配算法不适于基于微型推力器阵列的控制，需设计一种适用于该阵列的推力器分配算法，才能使推力器阵列应用于姿轨控，具有实用价值。因此，本文重点研究如何设计一种基于固体微型推力器阵列的一体化算法，并进行相关的仿真分析，验证算法的可行性及可靠性。1 基于微型推力器阵列布局设计微型推力器阵列不同于现有星上推力
固体火箭技术 2012年1期2012-09-26
- 大规模固体微推力器阵列点火关键技术①
言由于固体微型推力器阵列在微小型卫星的控制方面存在着显著的优点，体积小、集成度高、功耗低，能够提供小而精确的冲量，因此受到各国研究机构的重视。随着各国对微型推力器阵列的研究逐渐深入，需要研究基于大规模阵列的相关技术，而其中较为重要的是点火相关技术，例如点火控制系统、点火电路、驱动电路、点火算法及其各项技术的匹配性等研究。现阶段各研究机构主要集中在对微型推力器阵列结构、测试等方面的研究，而对于大规模阵列相关的点火技术研究较少，采用的点火电路较为复杂，不适用于
固体火箭技术 2012年2期2012-09-26
- 水下机器人推力器布置及控制仿真研究＊
0）水下机器人推力器布置及控制仿真研究＊吴乃龙1，刘贵杰1，2＊＊，徐 萌1，李思乐1（1.中国海洋大学工程学院，山东青岛266100；2.上海交通大学海洋工程国家重点实验室，上海200030）针对自治水下机器人（Autonomous underwater vehicle，AUV）推力器布置和控制仿真的困难性及以往电机仿真难以进行的缺点，提出1种进行多推力器运动仿真的方法，该方法建立的模型克服了推力器推力控制系统不能与电机结合的问题，能较好地反映推力器布置
中国海洋大学学报（自然科学版） 2012年4期2012-01-05
- 复杂推力器配置控制能力的性能指标及其应用*
0190)复杂推力器配置控制能力的性能指标及其应用*王 敏1,2，解永春1,2(1.北京控制工程研究所,北京100190；2.空间智能控制技术国家级重点实验室,北京100190)针对多个推力器斜装且耦合强的复杂配置情况，首先基于矩阵范数理论提出一种适用于分析复杂推力器配置控制能力的性能指标——最小上界指令，给出其计算公式，并通过算例验证了该性能指标在评价配置控制能力的有效性；然后讨论推力矢量的幅值和几何分布对于该性能指标的影响；基于该性能指标，建立一个含参
空间控制技术与应用 2010年4期2010-12-11
- 一类卫星推力器布局的多目标优化设计方法
90)一类卫星推力器布局的多目标优化设计方法林 波1,2，武云丽1,2(1.北京控制工程研究所，北京 100190；2.空间智能控制技术国家级重点实验室，北京100190)针对一类卫星平台的推力器布局进行优化方法建模，给出推力器布局设计原则和优化指标，将推力器布局问题转化为一个多约束多目标寻优问题.最后对IntelSat-VII/VIIA推力器布局进行优化设计，优化结果达到了预期效果，验证了本文方法和指标的有效性.推力器布局；姿态控制；航天器；布局优化随着
空间控制技术与应用 2010年4期2010-12-11
- 微型固体推力器阵列寻址点火控制系统研究①
量,而微型固体推力器阵列,能满足微型卫星姿轨控系统的要求[1]。微型固体推力器阵列可采用MEMS技术,制造出具有高度集成化特征的微型推力器组合,每个推力器单元产生微小的冲量,可实现任意的点火组合方式,这种推力器的突出优点就是可用于kg级的皮卫星或纳卫星上,是一种新型的卫星控制动力装置[2-3]。为了分担星载计算机的工作量,微型固体推力器阵列需集成低功耗、高可靠性的寻址点火控制系统和点火电路,文中针对100×100的推力器阵列进行研究。推力器阵列采用三明治结
固体火箭技术 2010年6期2010-01-26