BPT-4000霍尔推力器功率处理单元

BPT-4000是世界上迄今为止在空间应用中功率最大的霍尔推力器,其配套的功率处理单元输出功率可达4.5 kW。详细介绍了BPT-4000功率处理单元的性能参数,内部各电源模块的设计状况。BPT-4000功率处理单元测试结果表明,其各项电性能指标均优于设计要求。     

P波段宽带固态发射机的设计与实现

文章重点讨论了宽带固态发射机的设计.在介绍其理论设计的基础上,设计并实际制作了一台P波段宽带2kW固态发射机.文章重点介绍了2kW发射机末级功放的电路设计,电源调制电路设计,双节Wilkinson宽带功合器设计,发射机控保电路设计和发射机散热设计.经最终测试,在f0±100MHz频率范围内发射机输出峰值功率均可达到2000W以上,带内增益平坦度小于1dB,中心频点效率达到30％,其他各项指标也获得较好的预期结果.     

航天用大力矩高精度超声波电机研究

超声波电机与传统电磁型电机不同 ,它是一种靠摩擦驱动的新原理电机 ,具有低速大力矩、响应快和功率质量比大等特点 ,能直接驱动 ,适合航天领域的应用。先简单介绍超声波电机的特点及其在航天领域的应用情况 ,随后介绍了所研制的一种低速大力矩超声波电机的结构、摩擦材料、特性和步进定位控制策略 ,其结构型式为纵扭复合型 ,样机直径为 80 mm ,堵转力矩达到了 13Nm,转速 12 .5 r/min,重复定位精度优于 0 .0 2 0°,纵扭振动的一阶谐振频率较接近 ,电机的工作频域较宽 ,近 7k Hz,起动时间在 5 m s左右 ,关断时间在 2 m s以内。     

双电弧室轴线式电弧等离子体炬热特性试验研究

在航天领域,电弧等离子体技术是进行高温气体动力学试验的重要技术。文章对自稳弧型双电弧室轴线式电弧等离子体炬在不同参数条件下的总体热特性进行地面试验研究,并从电弧、气流和电极间热量传递的角度对热特性变化规律进行分析。结果表明:输入功率在104～300 kW变化时,热效率在49.1%～70.8%范围内与功率呈正相关性变化,射流的比焓和平均温度在输入功率为152 kW时达到最大值,分别为10.29 MJ/kg和5006 K。特定功率条件下,较小的电弧电流和较高的负载电压匹配能够获得较高的热效率,但射流的比焓和平均温度会降低。气体流量不变时,随着电弧电流的增大,热效率单调降低,而射流的比焓和平均温度依然提高。     

高速屏蔽电机涡流与水摩损耗试验

为研究高速屏蔽电机在运行过程中的涡流损耗和水摩损耗,设计了一台额定功率7.5 kW,额定转速15 000 r/min的高速屏蔽电机,通过搭建屏蔽电机湿式空载试验系统进行不同转速下的干式与湿式空载试验,并对比分析了测试结果和电机损耗预估公式计算结果的差异。试验表明:定子屏蔽套涡流损耗和转子与冷却介质间的水摩损耗对高速屏蔽电机的效率影响较大,即使电磁设计较优的高速电机在加入屏蔽套后效率仍然下降约20%～30%;电机损耗预估公式的准确性取决于经验系数的选取,在高速情况下需要修正;通过对定子屏蔽套厚度、屏蔽套材料、电机转子直径等进行优化设计能进一步提高高速屏蔽电机的运行效率。     

航天器百千瓦级分布式可重构电源系统设计

随着大功率通信卫星、高分辨率SAR卫星、大功率电推进航天器、核动力航天器、大型在轨服务站等对超大功率能源系统需求不断增强,100 kW超大功率电源系统成为未来大功率航天器电源系统的发展趋势。文章结合航天器电源系统研究基础,对100 kW电源系统的高压、大功率、分布式的任务特点进行分析,设计一种分布式可重构电源系统,提出了系统拓扑架构和相应的控制策略,并对高压大功率变换控制技术、多通道能源管理技术、高压大功率元器件技术和系统可靠性、安全性技术进行研究。对文章提出的电源系统进行软件建模和仿真,结果表明:100 kW电源系统拓扑架构和管理控制策略合理可行,系统稳定性较好,鲁棒性强,可为后续大功率航天器电源系统研究和设计提供参考。     

0.1 kW微波等离子体推力器的试验与数值研究

主要对0.1 kW微波等离子体推力器进行了地面试验和数值模拟研究。试验研究分析了影响推力器效率的因素;数值研究通过采用SIMPLE方法求解了N-S方程和采用FDTD方法求解了M axwell方程,分析了影响谐振腔内等离子体参数的因素。结果表明,微波功率、工质种类和质量流率是影响谐振腔效率的主要因素,而等离子体参数则主要受微波功率的影响。     

小功率天线伺服系统采用机电系统替代液压系统

本文对小型天线伺服系统(或称小功率随动系统)采用液压方案与机电方案进行比较,认为由于该系统功率较小,在10W以下,故采用电机作为功率执行元件同样能满足需要。合理设计可使机电系统的性能指标达到或超过目前液压系统所具有的性能指标。本文提出了具体的设计方案。     

大功率霍尔电推进研究进展（英文）

High power Hall electric propulsion technology is a very competitive electric propulsion technology for future large space missions such as large GEO satellites, manned space programs, deep space explorations, cargo ships, space tugs. Based on the experience of more than 20 years in research and development of Hall electric propulsion, the Shanghai Institute of Space Propulsion(SISP) has developed 3 high power Hall thrusters, i.e., the 10 kW class HET-500, 20 kW class HET-1000, and 50 kW class HET-3000. This paper presents the development status of the high power( ≥ 10 kW) Hall electric propulsion at SISP, including tests of 3 high power Hall thrusters in the power range from 10 kW to 50 kW, the qualification of a single string of a 10 kW Hall electric propulsion system, and the study of a cluster of two 1.35 kW HET-80 Hall thrusters to understand the technical issues related to multi-thruster high power electric propulsion systems.     

航天大功率电动伺服系统功率驱动设计及验证技术

针对运载火箭30 kW以上功率等级电动伺服控制驱动器的研制要求，设计了一种强环境适应的大功率绝缘栅双极型晶体管(IGBT)功率驱动模组。通过对火箭固体助推发动机工作环境分析，设计了基于光耦驱动器件的功率驱动与保护电路;为有效提升功率驱动模组在高压大电流工作时的可靠性，采用降低功率主回路杂散电感与IGBT有源钳位闭环控制相结合的方法，有效抑制IGBT在大电流关断时的电压尖峰;通过对动力电进行滤波处理，有效解决高压高频信号通过线缆传输时对控制驱动器内、外部的电磁干扰问题;通过IGBT功率驱动电路的单双脉冲测试及连续功率测试，有效验证IGBT功率驱动模组的高压驱动能力，为大功率电动伺服系统的可靠性提供技术支撑。     

一种基于快速可恢复电机驱动电路的单粒子锁定防护设计方法及应用验证

随着航天器负载对功率需求的不断增大,产品设计中对电机驱动电路的可靠性提出了更高的要求,而选用一体化集成电路是电机驱动电路设计的一种成熟方案。文章针对商用现货器件MSK4351的空间应用需求,提出了一种应用快速、可恢复电机驱动电路的单粒子锁定防护设计方法,通过模拟试验验证了该防护电路能够自动探测和迅速解除单粒子锁定现象;并结合设备的在轨工况开展了器件空间应用的单粒子风险分析,结果表明器件的使用风险可接受。目前已应用的电机驱动电路在轨工作稳定,表明该防护设计方法具有一定的工程应用价值。     

可控翼伞伺服机构（单电机）的微机控制

可控翼伞后缘有二组操纵绳，控制它可以改变翼伞飞行方向，实现定点回收。国内、外通常使用二个电机分别进行操纵控制。为了提高系统的性能指标，减少部件，探讨了单电机进行双边操纵的方案，设计了由微机，功率输出接口，电机参量输入传感器，操纵量和限位置数装置等组成的伺服控制系统。     

抽头电感滤波器辅助PWM DC-DC功率变换器实现软开关功能

推荐了一种使用新型高频变压器连接的全桥软开关移相脉宽调制（PWM）控制的DC-DC功率变换器。可以把此种功率变换器用作小型光伏电池与燃料电池发电系统的功率调节器以及汽车交流电源的隔离式升压DC-DC功率变换器。在低压大电流电源中，全桥电路是最具吸引力的拓扑，因为可以使用低压高性能金属氧化半导体场效应晶体管（MOSFET），并且能实现DC-DC功率变换器的高效率。为了能在大负载波动范围内实现软开关运行，新近在全桥移相PWMdc-dc变换器的输出级采用了包含续流二极管的抽头电感滤波器。在本文推荐的电路中，无需使用附加谐振电路和辅助功率变换器件就能有效降低循环电流。采用设置为1kW 100kHz的实验模板（使用功率MOSFET）对本文推荐的软开关dc-dc功率变换器的实际效率进行了实验室级别的试验。大工作比和负载变化范围内得到的实际效率为94～97％。     

N2O/C3H8火炬式点火器工作性能数值模拟研究

采用数值计算方法对氧化亚氮/丙烷火炬式点火器的燃烧室和火炬流场特性进行了数值仿真研究,获得了点火器在定混合比工况下工质流量对火炬性能的影响以及定流量工况下余氧系数对火炬性能的影响:在定余氧系数0.350工况下点火器燃烧室压强、火炬功率和点火有效长度与点火器的流量基本呈线性关系,有效火炬长度与实验中所观察到的基本一致;在定流量9 g/s工况下点火器燃烧室压强、喷管出口温度、火炬功率和点火有效长度随余氧系数的不断增加均先迅速增加到最高值后开始逐渐减小,燃烧室压强、喷管出口温度、火炬功率和点火有效长度的计算最高值分别为1.73 MPa,2 823 K,33.14 kW和86.5 mm.     

适用于30cm离子推力器的5kW电源处理单元设计

为了满足更大范围的卫星应用需求,我国正在研制30cm离子推力器。30cm离子推力器瞄准全电推进卫星平台、近深空探测器对推进任务的需求,对提高卫星平台先进性和提升国际竞争力具有重要的意义。为了配合30cm离子推力器的研制,同时设计了输出功率达到5kW的电源处理单元。该设计实现了一种输出功率为1kW的模块,通过串联组合可以达到输出5kW功率要求,提出了一种"最佳"的平顶变换及软开关的全桥电路拓扑,达到了95%的转换效率,同时还能容易实现屏栅电源的N+1冗余设计。并且通过高压组件的完全灌封,有效提高产品的可靠性。     

劳拉太空系统公司将建造天狼星FM-6高功率卫星

劳拉太空系统公司已获得为天狼星卫星无线电公司建造天狼星FM-6卫星的合同。天狼星FM-6卫星设计基于劳拉太空系统公司的1300太空验证平台，其灵活性可适于多种用途和技术改进。天狼星FM-6卫星将携带一X波段上行链路载荷和-S波段下行链路载荷，其功率最强大，寿命末期功率可达20kW。该卫星将运行于高倾角椭圆轨道（HIEO）。     

高压大功率S3MPR电源控制器设计与验证

针对航天器平台一级能源变换高压大功率的应用需求,采用并联式DC/DC变换器的最大功率点跟踪(MPPT)拓扑结构,设计一种顺序开关分流最大功率调节(S~3MPR)电源控制器。为了解决传统S~3MPR技术的算法电路复杂、跟踪精度低等问题,兼顾航天器应用环境的特殊性,通过采用模拟电路实现的方式设计出一种基于交错扰动方法的MPPT控制算法电路。该算法可以实现太阳电池阵电压电流输出较大范围内精确跟踪其最大功率输出。研制了5 kW功率(10路太阳电池阵)的原理样机对设计进行试验验证,结果表明:电源控制器性能良好,满足高压大功率航天器平台的应用需求。     

某型舵机放大器电老炼模拟负载方案论证

通过对舵机放大器电老炼各类负载进行权衡论证,研究出功率电阻与电感串联的模拟负载。经过方案论证和充分的试验,设计特定的激励信号,对该方案不断地优化和完善,最终基本模拟了电机特性。证明该方案可最大限度地模拟了实际负载电机的工作特性,更适合本单位目前的批生产状态。     

加拿大雷达星-2的分辨率将达3米

在雷达星-1投入运行3年后,加拿大计划研制下一颗雷达成像卫星—雷达星-2,预计2001年底发射。主承包商为MDA公司。雷达星-2由轨道科学公司的平台和Spar宇航公司的合成孔径雷成构成,天线尺寸15m×1.5m。卫星重2.5 t,平均功率1 kW,峰值功率3 kW(只可持续18 min)。雷达采用电子扫描,工作频率5.3 GHz,按几种方式,分辨率可达3 m～100 m,成像面积为25 km~2～500 km~2,视场10～60°,扫描场1600 km。由于装有640片收/发     

卫星振动对HY-1卫星步进电机工作状态的影响

为分析海洋一号(HY-1)卫星水色扫描仪(水色仪)在轨发生的转动机构与卫星间耦合振动对步进电机工作状态的影响,根据建立的步进电机 角速度振动环境、步进电机 卫星 太阳帆板两种不同模式的电机运动状态模型,在不同设计参数条件下进行了仿真.结果表明:步进电机会因与卫星耦合振动造成工作状态变差,影响步进电机在轨工作状态的主要因素是卫星结构基频.