基于离子推进技术的轨道转移设计

将太阳能离子推力器应用于卫星的推进系统,完成从地球同步转移轨道(GTO)到地球同步轨道(GEO)转移任务;建立任务模型,设计基于纬度幅角的反馈控制策略,对发动机开关时间进行优化.采用图形处理器（GPU, graphic processing unit）加速的遗传算法(GA,genetic algorithm)对卫星转移轨道任务进行优化设计.仿真结果表明：通过对该闭环控制器的定常参数进行优化,可将轨道导引至目标轨道附近;采用太阳能离子推力器可减少燃料消耗.基于GPU加速的遗传算法,可缩短算法运算时间.     

霍尔推力器仿真与优化

摘要： 针对霍尔推力器通道内的放电过程,建立一种基于COMSOL软件的仿真模型.该模型以等离子体内部电子和离子的漂移扩散为核心,结合电磁场、气体流动以及等离子体内部的碰撞反应,通过合理选取系统方程、边界条件以及求解器,有效估算霍尔推力器的性能参数以及各物理量在通道内的分布.将仿真结果与理论相比较,验证该模型用于霍尔推力器数值仿真的有效性并以此对推力器进行磁场优化设计.     

基于尺寸优化的霍尔推力器磁路设计方法研究

针对当前霍尔推力器磁路设计主要依靠经验进行人工调节的现状,本文建立了高效率高质量的磁路优化设计方法,解决逐次调节单个磁路尺寸效率低,无法满足日益精细化磁场需求的问题.通过调研经过飞行验证的推力器,明确磁场参数描述方式及范围,提炼出了霍尔推力器设计的磁场准则;在此基础上,采用基于有限元方法的尺寸优化,将磁场要求嵌入磁路优化的约束中;在多约束算法的自动寻优下完成磁路设计.选取具有双磁屏的典型磁路结构形式作为初始磁路,以1.35 kW级推力器进行验证,结果表明,优化后磁路质量减轻34.9%,励磁功率减小5.6%,磁倾角从最大超过20°减小到6°以内,对称性得以改善,最大磁场强度增加8.3%,磁场梯度提高6.4%.本文提出的基于尺寸优化的磁路设计方法适用于各功率级霍尔推力器,允许磁场需求参数在较宽范围内变化并支持同时调节数十个关键尺寸,优化磁路较好地满足了磁场设计需求.     

SRAD-QFT鲁棒优化设计新方法

针对使用定量反馈理论进行控制系统设计时存在的鲁棒性度量等问题,结合随机鲁棒分析与设计原理,提出一种鲁棒优化设计新方法.该方法使用被控对象参数的统计信息对参数不确定性进行描述,基于闭环控制系统的蒙特卡罗仿真,将获得的闭环控制系统不稳定概率及各项性能指标的不满足概率作为闭环控制系统稳定鲁棒性和性能鲁棒性的度量,并在此基础上实现闭环控制系统的鲁棒优化设计.由某型超声速反舰导弹纵向运动控制系统的设计过程表明:该方法能够准确地描述被控对象的参数不确定性,有效解决控制系统的鲁棒性度量问题,适用于复杂控制系统的设计.     

同心嵌套式霍尔推力器参数设计方法研究

结合未来国内外对大功率场霍尔推力器的需求,论述同心嵌套通道式霍尔推力器研究现状,技术优势。针对嵌套通道式霍尔推力器参数设计方法的空白,介绍了一种可行的嵌套通道式霍尔推力器的结构和磁路;提出了一种以阳极功率和比冲为输入,确定嵌套通道式霍尔推力器通道数目、各通道结构参数和工作参数的方法;结合磁路设计和热设计,给出了优化嵌套通道式霍尔推力器的参数的路径;填补嵌套通道式霍尔推力器参数设计和优化的空白,为其工程应用提供参考。     

基于电推力器进行南北位置保持的一种地球同步轨道注入参数方法

摘要： 电推力器在静止轨道卫星上应用越来越广泛,特别是基于电推力器进行南北位置保持,可以有效节省推进剂.提出改进的GPS星历参数解析算法,在此基础上考虑包含电推力模型在内多摄动项模型进行地面精密轨道计算,采用微分修正法,提出一种地球同步轨道注入参数方法,该方法可应用于星上自主完成基于电推力器的南北位置保持.仿真算例表明使用该方法得到的轨道注入参数,卫星能够在保证姿态确定精度的同时,完成南北位置保持任务.     

单轴台的大角度姿态快速机动联合控制方法

为验证小卫星大角度姿态快速机动与高精度稳定控制能力,基于单轴气浮台硬件仿真环境,提出了一种利用推力器与飞轮组合的联合控制策略.采用相平面控制技术与有限时间控制理论设计控制器,利用推力器实现无超调的快速机动控制,利用飞轮实现有限时间内的高精度稳定控制,使单轴台在有限时间内快速高精度稳定于目标姿态.物理仿真结果表明:该方法在有限时间内完成单轴台快速稳定控制的同时,可有效避免机动过程中的超调现象,且能有效规避推力器的频繁开关与飞轮的过快饱和等问题.     

连续小推力航天器自主导航及在轨参数标定

以连续小推力航天器为背景,提出了综合考虑星载加速度计和推力器在轨标定的自主导航方案。首先以精确姿态测量和引力梯度模型为标定参考信息源,建立了包含加速度计参数、推力器参数以及光压系数的完整参数测量模型;然后基于天文导航方法建立了自主导航系统状态模型和观测模型;表明各状态和参数的能观性后,采用了具备良好计算效率和鲁棒性的双重无迹卡尔曼滤波方法进行状态和参数联合估计。分析与数值仿真表明,该方法通过结合参数在轨标定直接提高了导航模型精度,在工程应用中具备可行性和有效性。     

5 kW环型离子推力器试验研究

针对未来深空探测任务对高功率电推力器的需求,兰州空间技术物理研究所开展了5 k W环型离子推力器的研制。环型离子推力器放电室设计与传统离子推力器有很大不同,面临着放电不稳定、不均匀、放电损耗过大等潜在的技术风险。在原理样机完成设计、制造工作后,开展了试验研究工作,通过性能摸底试验对推力器电气参数变化规律进行研究并找到最佳的工作点,通过等离子体诊断试验对放电室内等离子体密度和电子温度分布情况进行研究。试验结果表明:环型放电室在很宽的放电电流范围内都有很高的稳定性,在单阴极偏置的情况下推力器束流仍然具有较好的均匀性,初步验证了环型离子推力器概念的可行性,为下一步优化设计打下了技术基础。     

一类卫星推力器布局的多目标优化设计方法

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．     

基于区域平均燃料消耗的推力器配置问题

摘要： 为实现精准的交会对接需要同时进行相对位置与相对姿态的六自由度控制.在控制指令一定的情况下,不同的推力器配置以及不同的控制分配算法会带来不同的推进剂消耗.实际任务中,可以从时间和空间上对控制指令进行划分,即控制指令在一段时间内集中在一定的空间区域内.本文提出发动机配置区域平均燃料消耗的度量指标,针对三维和六维控制任务给出区域平均燃料消耗的计算方法,进而提出对推力器配置阵的优化思路,对于完善控制指令分配和推力器配置设计与优化有重要的意义.     

Coordinated control of tethered space robot using mobile tether attachment point in approaching phase

Tethered space robots (TSRs) have wide applications in future on-orbit service owing to its flexibility and great workspace. However, the control problem is quite complex and difficult in the phase of approaching target, and the fuel consumption must also be taken into account. Hence, we present a novel scheme of achieving coordinated orbit and attitude control simultaneously for the TSR. Space tether, which can provide greater force compared with the thruster force, is used in the design of the orbit and attitude coordinated controller. A coordinated control mechanism is designed to provide attitude control torques of the pitch and yaw motions by adjusting the position of the mobile tether attachment point, while the roll motion is stabilized by the thruster. In order to guarantee this mechanism to work properly, constant tether tension strategies are utilized to plan an optimal approaching trajectory which is tracked by the coordinated controller of tether force and thruster force. Numerical simulation validates the feasibility of our proposed coordinated control scheme for TSR in the approaching phase. Furthermore, fuel consumption of the orbit and attitude control are both significantly reduced compared with traditional thruster control.     

基于动量轮的航天器全姿态捕获技术

全姿态捕获是指航天器丢失姿态基准而需恢复正常姿态或者定向新姿态目标时的一种控制过程.以往卫星全姿态捕获控制过程一般采用喷气推进系统或磁力矩器作为执行机构,这些方法需要消耗燃料或捕获时间长.提出了一种基于动量轮的全姿态捕获方法,采用的部件为卫星的常规配置,可以实现对任意目标的定向,该方法克服了以往方法的缺陷,在轨验证结果表明该方法有效、工程可操作性强.     

敏捷性导弹的建模与模糊变结构控制

新型精确制导导弹为了获得更大的机动性、敏捷性和更高的命中精度,大多采用了推力矢量控制或反作用推力控制.讨论了敏捷性导弹的动力学特性及数学建模,并针对一类反作用推力控制的导弹提出了一种具有实时逻辑切换能力的变结构模型跟踪控制方案,为减弱一般变结构控制系统的抖颤问题,在变结构控制系统中引入简单的模糊规则,有效抑制了变结构系统的抖颤,同时进一步增强了控制系统的鲁棒性.数学仿真表明控制方案的有效性.     

交会对接发动机配置比较研究

介绍执行空间交会对接任务的几个典型的飞船的发动机配置,通过比较,分析执行不同交会对接任务飞船的发动机配置的优缺点,提出了交会对接任务发动机配置设计时需要考虑的因素,并得出一些具有共性的结论,为后续交会对接任务的发动机配置提供参考.     

一种控制系统故障处理中的互斥设计方法

航天器控制系统中多种故障处理均进行推力器切换操作,而推力器切换操作需要多个控制周期来完成,一旦开始执行应不被打断,否则会导致推力器切换错误.针对在短期内先后触发两种及以上故障时可能导致推力器切换时序冲突和推力器切换错误的情况进行了充分分析.提出了一种软件互斥设计方法,解决多种故障短期内交叉耦合触发引起的推力器切换错误问题.测试结果表明,该方法能使单故障和多故障触发的推力器切换操作正确有效.     

基于区间算法的微小卫星微推力器阵列规模估计

摘要： 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,减小了由区间积分导致的区间扩张.仿真分析表明,提出的固体微推力器阵列规模估计方法可以给出预定入轨条件下的阵列规模需求,且其结果不依赖于微推力器单元力矩输出的概率特性.     

航天器推力器布设对燃料消耗的影响

对航天器六自由度控制的推力分配问题进行了研究,参考卫星导航系统中几何精度衰减因子(GDOP) 的定义,首次提出了推力器构型燃料消耗因子（FCF）的概念,并将此概念用于定义推力器相对几何关系引起的期望控制量与燃料消耗间的比例关系。通过矩阵理论分析得到了燃料消耗因子随推力器数目增加而减少的结论,并通过仿真计算对结论进行了验证。     

上面级轨道转移段姿态控制技术

由于姿态与轨道运动的耦合,以及制导系统确定的发动机推力矢量方向不通过系统质心所引起的干扰力矩,火箭上面级轨道转移段的姿态运动会受到很大的干扰,为此,研究了利用轨控矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气的上面级姿态控制技术。首先,利用凯恩方程建立包括上面级本体、发动机旋转支架以及矢量发动机的系统多体动力学方程,推导了矢量发动机工作时偏心引起的干扰力矩和推力矢量控制中矢量发动机的摆角计算公式,利用矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气控制上面级的姿态。其次,基于变结构控制方法,设计了上面级轨道转移段的姿态控制律,使得上面级轨道转移期间姿态控制的精度达到了10^-3级别,且矢量发动机推力矢量既为制导指令方向又通过系统质心,减小了矢量发动机对上面级的干扰力矩。最后,进行了数值仿真,仿真算例结果验证了控制律的可行性。     

立方体式考夫曼离子推力器极靴结构设计

考夫曼离子推力器因具有高比冲、高效率、长寿命等特点,是应用于航天器电推进类型之一。过去研究主要集中在轴对称柱状结构考夫曼离子推力器,然而对于未来模块化立方体卫星,立方体构型推力器非常适合多推力器的组合、多推力器羽流集中中和,结构紧密并且减少航天器附件。为此,基于自主设计的立方体式考夫曼离子推力器,采用三维数值仿真方法对推力器放电室进行了计算分析,获取了不同阴极极靴内径下推力器放电室磁场分布,对比研究了不同极靴构型下放电室电子密度分布和电子温度分布。结果发现,增大阴极极靴内径使得磁场分布均匀性变差,放电室内壁电子温度升高,电子损耗增大,放电室出口离子密度降低。因此,对于本立方体考夫曼离子推力器,长宽高为15mm×12.5mm×15mm的阴极极靴构型最佳,既可保持较低的壁面电子温度,又有利推力器出口的离子均匀性。