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以过驱动航天器的推力器控制分配误差最小、推力器负载均衡等为设计目标,构建航天器推力分配混合优化模型,并将其转化为线性规划模型进行求解,提出了一种考虑负载均衡的航天器推力器动态分配算法。该算法在确保分配误差最小前提下,能够降低各推力器的最大分配推力之差,有效均衡各推力器总工作时长和开关次数,进而延长推进系统的整体工作寿命。进一步定义了表征负载均衡性能的推力平衡度和干扰敏感度性能指标,并在此基础上给出了一种分配算法负载均能能力的定量化评价方法。在仿真验证中,采用平衡度和敏感度对算法性能进行定量评估,结果表明该方法在保证控制性能和控制分配误差的前提下,能够有效均衡各推力器最大推力,提高了系统的平衡度和对扰动力矩的鲁棒性。 相似文献
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环境温度对导弹精度、最大射程的影响分析与修正 总被引:2,自引:0,他引:2
导弹发射时的环境温度会影响固体发动机的推力,推力的变化一方面影响导弹的精度,另一方面影响导弹的最大射程.根据推力与推进剂初温的关系,建立了计算标准弹道关机点参数偏差的数学模型,计算了这种误差通过制导方程高阶项引起的落点误差,并且对最大射程误差也进行了计算,同时,采用修正制导方程系数的方法,对落点误差进行了修正.仿真结果表明,通过本文提供的方法可以修正环境温度造成的落点偏差. 相似文献
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为实现失效航天器寿命延长的目的,采用接管控制技术接管失效航天器姿态控制系统。针对姿态机动接管控制中,失效卫星参数不确定和推力器构型矩阵突变的问题,提出一种基于控制系统重构的失效航天器姿态机动接管控制方法。首先采用指令滤波backstepping控制来重构姿态机动接管控制律,并利用Lyapunov方法分析系统稳定性;然后对推力器构型矩阵进行重构;最后考虑燃料消耗和控制输入受限问题,通过基于约束最优二次规划的动态控制分配算法对推力器推力进行控制重分配。采用本文方法实现了对燃料耗尽航天器和部分执行机构失效航天器的姿态机动接管控制。数值仿真证明了该方法的有效性。 相似文献
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航天器编队飞行轨道构型研究 总被引:5,自引:1,他引:4
通过研究航天器编队飞行轨道动力学和推力控制,提出编队飞行轨道构型有自然式、强迫式和混合式三类,并对每类都举例说明若干种典型构型,以及构型如何建造与所需燃料,文章总共提出14种典型轨道构型,这些构型可供今后编队飞行应用参考。 相似文献
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遗传算法在卫星发动机安装调整优化中的应用研究 总被引:1,自引:0,他引:1
常规的发动机安装参数仅考虑发动机推力矢量偏差的影响,文章给出了一种新的发动机安装调整方法,综合考虑了发动机推力矢量参数、卫星质心和发动机安装过程中的几何约束等多种因素,选择遗传算法进行问题的求解。通过仿真示例进行了验证,结果表明:在满足发动机安装几何约束的前提下,文章提出的优化方法对减小干扰力矩有显著作用,发动机按照优化后的参数进行安装,可以进一步减小干扰力矩,从而节省燃料,延长卫星在轨服务寿命。此研究结果可为工程中确定发动机安装参数提供参考。 相似文献
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基于电火箭推进的地-月轨道转移自主导航研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以电推进力作为奔月航天器在进入月球影响球之后的螺旋式减速转移过程的主推进力和姿态控制力,建立限制性三体力学模型.采用星光导航方式,结合UKF非线性滤波方法进行自主导航研究.推力的引入方式能有效抑制由于航天器姿态与导航误差耦合而导致的推力矢量方向误差.通过大量的计算机仿真,详细研究和分析了电推进条件下自主导航的发散问题,有针对性地给出了抑止发散的方法,为工程实现提供了有利的参考依据. 相似文献
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针对固体微推力器阵列(SPMA)中微推力器一次性点火,推力测试中难以获得精确推力的特点,为实现推力在线估计和实时补偿,提出一种利用二次规划对微推力器阵列推力进行估计,同时结合混合整数规划算法进行推力分配的方法,对估计算法收敛性以及控制系统稳定性进行了分析。该方法在不修改控制律的前提下,对推力器推力进行在线估计,并采用推力分配的方法实时补偿推力器出现的推力偏差,对系统稳定性的分析证明该方法可以保证系统的有界稳定。将其应用到微纳卫星编队保持中,仿真结果表明,在微推力器阵列出现推力偏差的情况下,该方法能很好地补偿推力偏差对控制系统造成的影响。 相似文献
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燃烧室新材料在卫星双组元低推力发动机上的应用 总被引:5,自引:0,他引:5
对有代表性、有发展前途的几种新材料进行比较 ,并根据应用新材料的低推力发动机燃烧室的结构特点 ,分析了不同冷却方式对双组元低推力发动机性能损失的影响 ,为双组元低推力发动机燃烧室的材料选择、加工工艺、设计优化提供参考。 相似文献
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针对火星返回上升器由于环境等因素造成的推力器故障导致的姿态控制系统失稳而难以安全返回的严重问题,提出基于模型预测的动态容错控制再分配方法。根据推力器动态特性建立上升器推力分配模型,对模型参数误差进行实时估计从而修正分配模型,根据模型预测自适应推力再分配方法实施容错控制。同时,将推力器输出限制作为优化求解器的约束,并将推力器故障模型作为优化求解的约束域,实现最小化分配误差和最小化燃料消耗意义下的最优推力再分配。计算机仿真表明了该方法的可行性和实用性,获得了满意的结果,它能使推力器输出推力误差降低60%以上,姿态控制系统能在故障状态下3~5 s快速镇定。 相似文献
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以完善推力器配置的性能分析为目的,从推力器配置对误差的鲁棒性以及燃耗这两个角度出发,提出了两项新的性能指标--配置阵的最小奇异值和平均燃耗.首先,由矩阵相关理论引入了配置阵的最小奇异值,并通过算例验证了它反映配置阵抗干扰能力的有效性;然后分析了控制指令的空间分布与配置推力矢量的空间分布之间的关系,通过仿真算例验证了它在反映不同配置的燃耗差异上的有效性. 相似文献
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As a novel propulsion technology, ultrasonically aided electric propulsion (UAEP) offers a high specific impulse and a high thrust density. In this paper, the effects of extractor grid configuration on performance of a UAEP thruster have been investigated by both experimental studies and numerical simulation. Relationships between spray current and operation parameters, including applied voltage, propellant flow rate, and vibration power and frequency, are explored for different extractor mesh sizes and shapes. Numerical simulation is also carried out for a better understanding of the formation of capillary standing waves as well as the electric field distribution in the acceleration zone. Experimental results show that compared with a circular shaped extractor, a reticular shaped extractor is able to produce a higher spray current. The current density increases with a denser mesh, which agrees well with the numerical simulation results. This phenomenon indicates that optimizing extractors with appropriate shapes and sizes can be an effective way to improve the performance of a UAEP system. A performance evaluation based on hydrodynamic and electrostatic calculations indicates that the present UAEP system can produce a thrust competitive to that of the colloid thruster with an emitter array. 相似文献
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介绍了国外重型运载火箭方案技术特点和性能,对我国新一代运载火箭发动机研制给出了以两级半构型为重型运载首选、120,400t推力吨位可满足我国未来运载火箭一级动力需求、100t级真空推力氢氧发动机是我国重型运载较佳选择,以及箭体直径最大7~8m为宜的建议。针对我国的载人登月任务,提出了重型运载的四条发展路线,优选了一型运载火箭并进行了细化设计。 相似文献
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一种用于临近空间飞行器的吸气式电推进技术 总被引:1,自引:0,他引:1
针对低速临近空间飞行器提出了一种新型吸气式电推进方案,该方案采用单介质阻挡放电(SDBD)作为等离子体源,因此能在较大气压范围(数Pa~1atm)内电离大气产生等离子体并产生推力。为探究该吸气式电推进方案的推力性能,测量了实验样机在多个气压和电压条件下产生的推力。推力测量结果显示在10~90kPa气压范围内,实验样机产生的推力在10 2~10 3μN量级;气压一定时,产生的推力与驱动电压呈幂次相关;而电压一定时,随着气压自1atm逐渐降低,产生的推力先增大后减小,且达到最大推力的气压与所加驱动电压相关。 相似文献