运载火箭推力调节电机驱动反馈信号滤波方法

在运载火箭推力调节系统中,广泛采用基于电流斩波技术的步进电机驱动电路,电机励磁绕组驱动电压的波形随驱动频率的变化呈现出较大差异的振荡状态。本文提出一种采用变频采样技术和固定滤波窗口方案的均值滞回滤波算法,实现在电机驱动频率[800Hz,3200Hz]范围内对电机驱动反馈信号的鲁棒滤波。试验结果表明,该滤波方法能很好地消除反馈信号的振荡状态,可精确实现反馈信号脉冲计数与测频功能,能可靠地应用于运载火箭推力调节系统的故障诊断与遥测等应用场合。     

液氧煤油发动机步进电机测控仪设计与应用

针对液氧煤油发动机在地面热试车过程中对工况变化和极限工况条件下工作性能的考核需求,提出采用集成一体化隔离技术的电机测控仪对流量调节器和燃料节流阀步进电机实施控制,并完成从电机检测、调节组件试验、发动机装配、热试车到交付出厂的测量和控制工作。研究过程采用定时器变频中断电机变速控制、PWM斩波细分驱动、多级中断嵌套和远距离测量等关键技术,解决了步进电机长距离、大驱动力矩下快速启停平稳控制要求,以及试车双路电机同时基下独立调节和角度同步测量,实现液氧煤油发动机试车过程推力和混合比稳定调节。400余次热试车及各项试验验证,电机控制频率偏差小于±2 Hz,角度控制精度小于±0.25°。     

基于指数曲线的运载火箭推力调节电机速度控制方法

运载火箭推力调节电机是一种两相混合式步进电机。在开环控制方式下,步进电机在其加减速过程中易出现失步和过冲现象。本文介绍了一种运载火箭推力调节电机速度控制方法,该方法采用指数型曲线,快速响应性能好,升降速时间短,实现了运载火箭推力调节电机的稳定精确控制,满足了飞行控制要求。     

一种软硬件结合的运载火箭推力调节电机动态控制方法

介绍了一种运载火箭推力调节电机速度控制曲线和调节角度的灵活设置方法,该方法采用了软硬件相结合的实现方式,不需要改变软硬件状态,充分发挥了高级语言软件和FPGA的优势,克服了目前步进电机速度控制实现方法的弊端,是一种更加灵活,实用性更强,实时性和精确度更高的步进电机速度和角度控制方法。     

应用于核能衰变微推进控制的驱动设计

利用放射性元素α衰变发射高速粒子产生反推力,研究了的核能衰变的推进技术。考虑到α粒子的弱穿透性,运用面积遮挡的方式改变推力。采用超声电机实现α粒子推力薄膜的精确控制,针对直线型与环形超声电机设计了2种驱动方案,分别是旋转超声电机驱动光阑和直线型超声电机驱动对开式开关,详细描述了原理和结构,并对其矢量合成做了分析。     

补燃循环发动机推进剂利用系统研究

采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。     

星载二维转台减振驱动控制设计

星载二维转台伺服机构是一种高精度指向调节机构,目前在轨运动应用频带在1Hz～300Hz范围,步进电机在低频旋转时存在振荡问题。为了解决此问题,文章基于正弦脉冲宽度调制(sine pulse width modulation, SPWM)提出了一种控制步进电机细分设计方法。系统以FPGA为控制核心,以LMD18200为电机驱动输出,构成了一个完整的运动控制平台,实现SPWM步进电机的细分控制。通过ModelSim软件仿真和实践表明,电机在低频时能运行平稳,有效降低了电机运行中的噪声和启动、停止时的振动,转台转动过程中抖动明显减小。     

步进电机多级可变微步距驱动技术

步进电机存在着步距不可能太小,响应频率不太高等特点,从而导致脉冲当量与进给速度之间的矛盾。倘若既要提高数控精度(小的脉冲当量)又不降低进给速度,应用传统的步进电机驱动技术是无法实现的。单片机控制步进电机多级可变微步距驱动系统中的功率管工作于放大状态而不是开关状态,通过数模转换把单片机的数字输出量转换成相应的相电流来实现0～512以上的连续细分,从而实现步距角的细分,如此可缩短传动链,使步进电机直接带动进给丝杠实现微步距或大步距快速空程驱动。不仅如此,此项技术还可使多台步进电机按不同速率和步距同步运行,实现多维增量运动的平滑运行。这样,不仅弥补了上述步进电机的弱点,而且在性能和价格两项指标上均远远优于伺服电机数控系统。     

大功率LED混光照明恒流驱动电路的设计

在分析了大功率LED混光照明中LED光源特性的基础上,提出了三色LED恒流驱动电路的设计方案。驱动电路分别采用升压和降压拓扑结构,利用具有PWM实时调光功能的RT8452作为驱动控制芯片,通过改变外接PWM占空比即可调节LED亮度。实验证明,此驱动电路工作可靠,效率高,实现简单。     

垂直着陆重复使用运载火箭对动力技术的挑战

运载火箭采用垂直着陆方式实现重复使用的需求对火箭各分系统提出了新的挑战,而动力系统面临的挑战最大。垂直着陆重复使用运载火箭要求发动机提供正常的上升段推力外,还需提供运载火箭子级垂直着陆回收过程中的平稳减速力和稳健控制力,因而要求发动机具备可重复使用、大范围推力调节、二次起动、适应回收环境等多种能力,并具备较低成本。本文介绍了美国SpaceX公司开展FALCON 9系列运载火箭一子级垂直着陆回收技术研究和相关飞行试验的最新进展,研究并提出了垂直着陆重复使用运载火箭对动力技术的需求。     

运载火箭并联双机姿控配平策略研究

运载火箭并联双机是一种常见的发动机推力矢量控制(Thrust Vector Control, TVC)方案,发动机与伺服机构可组合出不同的控制布局。针对液体运载火箭典型的4种并联双机摆发动机控制布局,开展了故障动力学建模仿真研究,基于运载火箭比例微分(Proportional Differential, PD)姿控方法,比对分析了不同故障模式的姿控配平结果,优选了并联双机摆发动机控制布局,最后应用控制重分配技术验证了故障下放宽滚动通道性能策略的有效性,结果表明不同的推力矢量布局故障适应能力不同,姿态重构技术在发动机推力较大故障下仍可保证运载火箭良好的姿控性能与稳定能力。     

一种α粒子微推进空间矢量控制结构的设计与实现

针对无拖曳飞行与皮纳卫星轨控的微推进器需求,根据α衰变推进原理设计了矢量控制结构,将α粒子推力薄膜矢量排布成类半球结构,采用超声电机驱动光阑独立控制推力大小,利用多个推力组合实现精确矢量控制。理论计算与分析表明:此结构最大推力可达6.9μN,与1 m~2太阳光压相当,且合力方向整体法向集中。     

补燃循环发动机推力调节研究

推力调节是提高液体火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施。研究认为补燃循环发动机最佳的推力调节方案是调节预燃室中较少组元的流量。通过控制预燃室的温度,改变涡轮泵的功率,最终达到调节推力的目的。由于补燃循环发动机推力调节时。对预燃室温度的影响较大,推力向上调节幅度不宜过大,但可进行较大幅度的向下调节。上述推力调节方案对发动机比冲的影响很小,可以忽略不计;对发动机混合比的影响也较小,只需在大范围推力调节时考虑;推力调节速率不宜过快,应小于20％／s。     

垂直电磁发射系统及其控制技术研究

大推力电磁弹射技术是利用大功率直线电机的电磁推力驱动载荷在短时间、短行程内迅速达到超高速度的新型发射技术。针对大质量载荷高速度垂直发射系统需求,通过方案对比,采用多重化双边型永磁同步直线电机作为动力方案,并针对功能需求,设计了能够满足多规格载荷连续发射的自适应电磁发射系统样机、直线电机样机电磁方案及其配套变流器,并通过实验室内小型水平式双边型永磁同步直线电机实验平台验证了直线电机的力能指标与电磁发射控制功能。     

基于斩波技术的静电悬浮加速度计驱动电路噪声抑制方法研究

静电悬浮加速度计驱动电路作为整机噪声的主要来源之一,其低频噪声性能直接决定静电悬浮加速度计整机分辨率。为满足静电悬浮加速度计驱动电路超低测量频带内（1mHz~1Hz）噪声均低于5×10-5V/Hz1/2要求,依据斩波稳定技术对于低频噪声的抑制作用,设计了基于斩波稳定技术的静电悬浮加速度计驱动电路。对实际电路进行测量,利用静电悬浮加速度计噪声曲线拟合测量结果。结果表明,经斩波后驱动电路低频噪声转折频率与低频噪声均下降一个数量级,在测量频带内电路噪声均低于2×10-5V/Hz1/2,满足了设计指标要求。     

高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术

综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。     

变极矩长初级双边直线感应电机控制分析研究

根据舰载机电磁弹射驱动指标需求,分析驱动用变极矩长初级双边直线感应电机性能,提出一种恒定电流频率的新型驱动控制策略,优化直线感应电机控制方式。推导驱动用变极矩长初级双边直线感应电机T型等值电路,考虑通电特性对直线感应电机的影响。以T型等值电路和q-d-0坐标系为基础,建立变极距直线感应电机仿真控制模型,分析供电电源恒压恒频时,变极矩直线感应电机性能,优化驱动控制过程。     

中国下一代运载火箭结构技术发展方向与关键技术分析

结构是运载火箭的"脊梁",主要承担火箭发动机推力传递、燃料贮存等功能,并为有效载荷、控制、测量等系统及单机设备提供安装和保护。对国外运载火箭结构技术发展现状进行分析,结合未来我国运载火箭的研制发展需求,展望我国下一代运载火箭结构技术发展方向,提出支撑我国下一代运载火箭结构的关键技术,为我国运载火箭结构技术的发展路线探索和战略规划提供参考。     

国外固体捆绑运载火箭技术与方案综述

对国外固体捆绑运载火箭技术进行了综述.分析了固体捆绑技术的优势及其对火箭性能的影响.介绍了国外阿里安-5,H-2A系列运载火箭,以及德尔它-4、宇宙神-5系列运载火箭等现役典型固体捆绑运载火箭.给出了固体助推器捆绑结构布局、气动特性匹配、固体助推器矢量控制系统配置及推力特性要求等关键技术.     

美国1988年开发的几项固体火箭新技术

固体火箭发动机被点燃后,其燃气流就无法调节.大西洋研究公司和赫克里斯公司通过把燃烧分成两个阶段来试图实现固体发动机燃气的调节.在它们的可变流导管火箭中,贫氧推进剂先在燃气发生器中部分燃烧,然后混入空气完成燃烧.再利用阀门控制富燃的燃气流向燃气发生器外排出,从而就控制了推力.