共查询到20条相似文献,搜索用时 140 毫秒
1.
卫星490N发动机安装位置优化研究 总被引:1,自引:1,他引:0
针对490N发动机推力在卫星变轨过程中不能始终通过卫星质心,由此形成额外力矩对卫星姿态控制造成干扰的问题,文章提出了一种根据发动机推力偏斜和卫星质心位置变化情况,优化发动机安装位置的方法。此方法通过平移和旋转两种方式调整发动机的安装位置,改变推力作用点和方向,使其指向卫星质心变化范围的中心,以缩小推力相对卫星质心的偏心距,从而达到减小干扰力矩的目的。以某卫星490N发动机安装的工程实施为例,对比优化安装位置前后推力形成的干扰力矩的变化情况。结果表明:优化方法对减小干扰力矩能起到显著作用,可为工程中确定卫星变轨发动机安装位置及实施安装提供参考。 相似文献
2.
3.
针对某些实际工程中固体火箭发动机绕轴线的旋转力矩M_Z相对很小或者不是测量关注重点的推力矢量测量问题,为避免测量中较为复杂的解耦过程,更简单地实现对推力矢量在各坐标轴上的分力P_X、P_Y、P_Z和对坐标轴的转矩M_X、M_Y的准确测量,在分析了六分力测量模型耦合误差的基础上,忽略发动机绕轴线的旋转力矩,提出了一种动架约束之间只存在线性耦合的五分力试验台模型,并对其进行了误差分析,证实了五分力模型能够实现对推力矢量在各坐标轴上的分力P_X、P_Y、P_Z和对坐标轴的转矩M_X、M_Y的准确测量,并进一步得到了五分力模型的静态误差主要来源于发动机安装误差和标定误差,安装误差中横偏是主要因素的结论。所得结论可为固体火箭发动机五分力试验台研制提供理论基础。 相似文献
4.
轨控期间的卫星由于推力器安装偏差,实施推力时会产生较大的干扰力矩,直接影响到卫星姿态稳定.除此,考虑到执行机构提供的力矩是有限的,为保证系统的稳定性,需在设计控制器的过程中考虑输入受限问题.本文针对卫星执行机构故障情况,综合考虑输入受限和干扰问题,提出一种基于输入受限的挠性卫星姿态容错控制策略,并开展了仿真试验,验证了本文设计的姿态容错控制器的有效性. 相似文献
5.
6.
7.
本文研究利用气浮台上的动量轮执行机构,模拟卫星上挠性附件振动产生的干扰力矩的卫星物理仿真实验方法,以克服三轴气浮台不能直接安装挠性附件进行仿真的局限性.本实验方法通过设计一个跟踪控制器,令气浮台的姿态角速度跟踪挠性卫星参考动力学,并由动量轮产生控制力矩,该力矩即是实验模拟的挠性振动干扰力矩.理论和仿真研究表明:(1)本文提出的挠性干扰力矩模拟方法可以较好地模拟低阶挠性振动干扰力矩;(2)理论上当控制器的增益参数越大,系统能够模拟的干扰力矩频率就越大,但是由于测量噪声的影响,反馈增益不能选得过大;(3)本方法模拟的干扰力矩与真实干扰力矩存在一定的相位延迟,这是由于控制器和执行机构的固有延迟造成的.通过引入超前-滞后校正网络可以有效减小延迟的影响. 相似文献
8.
针对多星部署先进上面级变轨段三轴姿态严重耦合以及主发动机开机引起的较大干扰力矩问题,研究了基于反馈线性化的姿态解耦算法。通过给出上面级多星部署任务中的坐标系和姿态角定义,建立了欧拉角描述的姿态动力学与运动学方程。分析了推力矢量与姿控发动机的控制方案,描述了该方案中主发动机、伺服机构和姿控发动机的配置结构,推导了推力矢量控制中的主发动机摆角计算公式和主发动机工作时质心偏移引起的干扰力矩。基于反馈线性化理论,设计了上面级姿态解耦控制律。算例验证结果表明姿态角速率误差和姿态角误差能够快速趋于1°/s和0.5°。文中设计的姿态解耦控制算法具有良好的稳定性和可行性。 相似文献
9.
10.
490N发动机是目前国内应用最广的卫星轨控发动机,其推力矢量的偏斜角、偏移量等参数对卫星轨道控制影响很大。转台是其推力矢量测量的常用方式。在转台中,主轴作为动架,动架与静架之间通过轴承连接定位,动架可沿轴向滑动。为了减小摩擦力对轴向推力标定的影响,尝试在转台上设置了激振器。通过使用激振器前后各3次试验的数据分析,发现使用激振器后主推力和比冲的标准差有所下降,表明通过激振器振动推力矢量转台是提高主推力和比冲测量精度一个值得研究的方向。但是,目前所掌握的试验数据还不够充分,需要进一步的试验来证明,而且激振器不同输出能力及频率振动对测量结果的影响也有待于深入研究。 相似文献
11.
为研究和探索火箭发动机地面试验推力室脉动压力测量方法和数据分析技术,介绍了火箭发动机试验中脉动压力测量系统的组成和参数的测量方法;分析了引压导管的动态特性及其对脉动压力参数测量的影响;采用齐平安装的方式,按照所述方法建立脉动压力参数测量系统;结合推力室多个振动测点的数据,分别采用快速傅里叶变换(FFT)和小波包分解两种方法对脉动压力数据进行分析。根据两种方法的分析结果推断发动机在径向和切向产生了不稳定燃烧。对探索和推广脉动压力测量技术在火箭发动机试验和其他组合件试验中的应用具有重要意义。 相似文献
12.
This paper completes the study of optimal transfers with constraints imposed on the thrust vector direction that was opened by paper [1]. The linear inhomogeneous and homogeneous constraints on the thrust direction are considered (specified either by equalities or inequalities), as well as mixed constraints. Some examples of the constraints are presented. A modified method of the transporting trajectory is applied in order to find the optimal transfer under the linear constraints on the thrust direction. This method also gives the necessary condition for a transfer possibility at a given constraint on the thrust direction. A numerical example is considered, in which the propellant consumption is analyzed for the cases of transfers with and without constraints. 相似文献
13.
针对火箭高空再入定点回收,基于凸优化方法提出一种考虑气动力和推力控制的多阶段轨迹优化方法。在气动减速段,通过控制总攻角,实现气动升力和阻力的调制。由于气动力连续变化,使用Legendre-Gauss-Radau伪谱离散方法进行离散化,利用较少的离散点实现较高的数值精度。在动力减速段,推力矢量为控制变量。由于推力调节可能出现不连续,采用等距离散方法进行离散。在此基础上,将发动机开、关机时间也作为优化变量,并考虑各种约束,构建了多阶段离散最优控制模型。使用无损凸化方法对升力约束和推力约束进行松弛,并通过逐次凸化消除由气动力、自由时间变量以及质量引入的非凸约束,最终将问题描述为序列迭代求解的二阶锥规划问题(SOCP)。通过仿真校验,经过少量的逐次凸化迭代,可快速收敛到最优解,且落点调节范围更大,燃料更省。 相似文献
14.
15.
16.
Seung-woo Baek Sun-mi Han Kyeum-rae Cho Dae-woo Lee Jang-sik Yang Peter M. Bainum Hae-dong Kim 《Acta Astronautica》2011,68(7-8):1396-1402
In this paper, a scheduling optimization algorithm is developed and verified for autonomous satellite mission operations. As satellite control and operational techniques continue to develop, satellite missions become more complicated and the overall quantity of tasks within the missions also increases. These changes require more specific consideration and a huge amount of computational resources, for scheduling the satellite missions. In addition, there is a certain level of repetition in satellite mission scheduling activities, and hence it is highly recommended that the operation manager carefully considers and builds some appropriate strategy for performing the operations autonomously. A good strategy to adopt is to develop scheduling optimization algorithms, because it is difficult for humans to consider the many mission parameters and constraints simultaneously. In this paper, a new genetic algorithm is applied to simulations of an actual satellite mission scheduling problem, and an appropriate GUI design is considered for an autonomous satellite mission operation. It is expected that the scheduling optimization algorithm and the GUI can improve the overall efficiency in practical satellite mission operations. 相似文献
17.
Transfers with a low thrust are considered under constraints imposed on the thrust vector direction. These constraints can be caused by peculiarities of the attitude control system and the mode of stabilization of a spacecraft, and, in the general case, they are functions of the time and state vector. The constraints specified by equalities and inequalities are investigated. It is shown that the optimal thrust is directed along the projection of the Lawden’s primer vector onto the restricting set. 相似文献
18.
闭路制导在小型固体运载火箭中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
固体运载火箭发动机推力偏差和秒耗量偏差大,导致关机点时间偏差也大,因此偏差轨道和按标称值飞行的标准轨道之间偏差大,传统的摄动制导难以满足对卫星高入轨精度的要求。针对固体运载火箭的上述特点,本文提出具有工程意义的闭路制导方法。实现闭路制导的关键之一是需要速度的求解。本文根据运载火箭的实时飞行状态和卫星轨道元素之间的关系推导出简单实用的需要速度,并应用于发射近圆轨道卫星的小型固体运载火箭的闭路制导控制中。经过数学仿真验证,证明本文中的方法在各种干扰下均具有较高的精度。 相似文献
19.
The problem of optimization of a spacecraft transfer to the Apophis asteroid is investigated. The scheme of transfer under analysis includes a geocentric stage of boosting the spacecraft with high thrust, a heliocentric stage of control by a low thrust engine, and a stage of deceleration with injection to an orbit of the asteroid’s satellite. In doing this, the problem of optimal control is solved for cases of ideal and piecewise-constant low thrust, and the optimal magnitude and direction of spacecraft’s hyperbolic velocity “at infinity” during departure from the Earth are determined. The spacecraft trajectories are found based on a specially developed comprehensive method of optimization. This method combines the method of dynamic programming at the first stage of analysis and the Pontryagin maximum principle at the concluding stage, together with the parameter continuation method. The estimates are obtained for the spacecraft’s final mass and for the payload mass that can be delivered to the asteroid using the Soyuz-Fregat carrier launcher. 相似文献
20.
轨道机动过程中推力加速度的实时最小方差估计 总被引:2,自引:0,他引:2
飞行器轨道机动过程中,为跟踪、定位机动目标和干预机动控制过程,需要统计处理离散的雷达观测量实时估计推进发动机的推力,进而确定飞行器的瞬时轨道参数。本文所述算法是该工程问题的探讨和解决方案。文章建立了轨道机动过程中连续变质量运动模型和离散雷达量测模型,推进发动机的质量秒耗量作为表征推力加速度的一个近似常量,应用扩展卡尔曼滤波对离散的雷达测量数据进行顺序统计处理给出秒耗量的最小方差估计;文章详细地推导了线性化量模型的变分方程和观测矩阵;仿真结果表明该算法能快速、准确地估计推进发动机的质量秒耗量和向机动目标施加的实际推力。 相似文献