微型固体推力器阵列寻址点火控制系统研究

为了实现对大规模微型固体推力器阵列的快速逻辑寻址,并进行可靠点火,以FPGA为主控制器,利用USB接口进行高速通信,进行了微型固体推力器阵列寻址控制系统及点火电路的研究,完成了系统的硬件及软件设计,分析了推力响应时间。研究结果表明,该系统能实现对大规模微型固体推力器阵列进行快速有效的点火控制,设计的点火电路与推力器阵列行列寻址的控制方式相适应。     

基于固体微推力器阵列的卫星控制一体化算法

为了使固体微推力器阵列更具实用性,提出了一种适用于一体化控制的推力器布局方法;对基于固体微推力器阵列的推力器姿轨控分配算法问题分别进行了建模,引入了成本概念,保证推力器使用个数最少;将动态规划及贪心策略思想引入到了推力器分配问题求解中,建立了求解数学模型,进行了算法实现;对用于一体化控制中的推力器分配问题以及信息共享问题进行了分析。经过算法分析及仿真验证,该方法能有效快速求解该问题,有利于实现实时控制,能满足一体化控制的要求。     

大规模固体微推力器阵列点火关键技术

为了将固体微型推力器阵列应用于姿轨控,需要对点火相关技术进行研究。分析了点火电路在姿态、轨道控制上的应用问题;设计了适用于大规模阵列的驱动电路,通断可控,能够满足点火需要;研究了点火延迟时间以及单次多组点火的间隔时间,当点火功率为2 W时,点火延迟时间经测试最大为7.6 ms,而点火间隔时间经测试最小为50μs。经过综合测试实验,点火成功率能够达到100%,验证了点火系统相关模块的可靠性和匹配性;经过控制仿真,验证了该系统能够满足卫星姿轨控需要。     

适用于微纳卫星的微型电推进技术研究进展

微型电推进技术具备体积小、质量轻、功耗低、比冲高等特点,是微纳卫星最合适的动力技术.结合微纳卫星对微型电推进系统的技术需求,综述了微型离子推力器、低功率霍尔推力器、场致发射电推力器、离子液体电喷雾推力器、真空电弧推力器、脉冲等离子体推力器等六种典型微型电推力器的工作机理、性能参数范围及研究和应用现状,分析了气体工质电离...     

固体微推力器阵列的推力估计与分配补偿方法

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。     

国外几种新型微化学推力器

介绍了国外几种以微机电系统 (MEMS)技术为基础的液体和固体微化学推力器。这些新型微化学推力器具有MEMS技术微型化、低成本和批量生产的优点 ,并考虑了体积限制和高度集成等空间限制 ,能产生 10 -6～ 10N·s的推力脉冲 ,可用于微型卫星和纳米卫星的姿态调整、变轨和定向的精确控制。同时阐述了这几种微推力器结构特点和制造工艺 ,并与其他类型的推进器进行了比较     

六面体小微卫星散热面最优化设计

以散热面吸收外热流最小为目标函数,建立了基于六面体卫星的散热面最优化设计模型,并以某倾斜轨道六面体小微卫星为例、针对不同卫星热耗分别得出了最优化的散热面布局。计算结果表明:采用文章所述的最优化设计方法得到的散热面布局,可以有效降低由于卫星吸收外热流变化造成的整星温度的波动,可以为六面体卫星散热面的优化设计提供理论支持;进一步分析表明,不同热耗水平的卫星对应不同的最优化散热面布局。     

GEO卫星电推力器安装位置优化研究

针对配置电推力器的地球静止轨道(GEO)卫星,研究了以位置保持效率为指标的电推力器最佳安装位置。分析了南北、东西位置保持所需推力大小与工作时间的关系,得到推力器安装位置与位置保持可控性的定量关系。分析了电推力器安装位置与角动量卸载能力的关系,电推力器的推力方向越接近垂直,角动量卸载能力越大。以位置保持效率为最优目标,考虑卫星尺寸、位置保持可控性和角动量卸载能力等约束条件,给出了电推力器最优安装位置的确定方法:根据位置保持效率及卫星尺寸约束,确定电推力器纵向与垂向安装位置;根据位置保持可控性和角动量卸载能力等约束条件,确定电推力器横向安装位置。利用一个典型优化算例对此方法进行验证,结果表明:该优化方法能够确定满足约束条件下的电推力器最优安装位置,可为GEO卫星电推进系统的布局设计提供参考。     

两种激光烧蚀微推力器工作模式的讨论

激光烧蚀微推力器技术是激光推进技术最有可能率先实现工程应用的技术研究方向。作为一种新型的空间推进领域电推进推力器技术,以其系统集成度较高、电功耗较低、冲量元精准等优势特性,在推进性能和系统集成等方面形成鲜明的特色,对于多种空间推进任务具备潜在的应用价值。以激光烧蚀微推力器发展历程为背景,总结提炼当前推力器技术发展趋势,提出了激光烧蚀微推力器目前最具研究价值的两种工作模式,分别对高低比冲两种不同工作模式进行了性能分析和比对,对激光烧蚀微推力器应用前景进行了展望,最后给出了进一步研究的建议。     

离子推力器羽流沉积对卫星热控影响研究

离子推力器的羽流是等离子体,等离子体的组成是带电粒子,这与传统的化学推进系统的羽流成分有很大不同,带电粒子有在卫星表面吸附的倾向,会形成羽流沉积污染。这种羽流沉积会改变卫星表面的吸收率和发射率,从而影响卫星的热控性能。为了预测离子推力器的羽流对卫星的热控性能的影响,建立了离子推力器羽流模型。所建模型采用了工程化离子推力器的在卫星上的布局位置和离子推力器的工作参数,模拟了离子推力器的正离子与中和电子束在工程化中分置的实际情况,使模型更为符合实际。通过数值模拟得到了离子、电子、中性粒子的空间分布,电场分布,得到了钼粒子在卫星表面的分布及沉积厚度,比较了模型计算的离子分布与实验获得的离子分布情况,说明了模型分析的正确性,给出了卫星表面热性能的变化及局部区域温升的最大包络可达二十多度的结果。     

基于羽流效应分析的航天器发动机布局设计研究

为解决由航天器姿控发动机等带来的羽流热效应问题,文章通过仿真得到了在不同的发动机布局下航天器表面的羽流热流密度分布情况,通过增大发动机的推力线角度和安装点高度,可以使得发动机羽流核心区远离航天器表面,从而降低喷流对航天器表面的加热效应。综合考虑控制力矩及推力损失、布局包络和发动机支架设计等因素,对某航天器发动机布局进行了优化设计及羽流热防护设计。     

稳态等离子体电推进技术研究现状及其关键技术

研究表明,稳态等离子体推力器(SPT)具有比冲大、效率高、寿命长的优点,是具有较高性能的先进空间推进系统之一,已广泛应用于小卫星的姿态控制和轨道保持。概述了SPT的系统组成和工作原理,重点介绍了SPT的研究进展、主要性能参数、关键技术及其在潜在应用领域中的性能优势,指出其关键技术有空心阴极的热设计和结构设计以及弯曲磁场位形的设计。对我国SPT研究内容提出了建议。     

空气压强对激光推进器冲量耦合系数影响

设计并加工了激光推进器实验模型,以空气为推进工质,利用脉冲式CO2激光器,研究了空气压强对激光推进器冲量耦合系数影响。实验结果表明,空气压强对激光推进器性能有显著影响。在文中实验条件下,当空气压强大于6 kPa时,激光推进器冲量耦合系数随压强减小而减少较慢;当空气压强小于6 kPa时,激光推进器冲量耦合系数随压强减小而减少很快。     

A performance comparison of ultrasonically aided electric propulsion extractor configurations

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.     

离子液体推力器性能影响因素仿真研究

文章主要研究离子液体推力器发射阵列几何结构参数对推力器性能的影响.建立单个发射极粒子网格法仿真模型,模拟获得了单个发射极束流分布及推力、比冲等性能参数曲线;通过改变电极间距及引出极孔径获得了单个发射极平均推力和角向效率的变化曲线,分析了电极间距及引出极孔径对推力器性能的影响.研究表明:在离子被引出极拦截前,推力器角向效...     

双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验

根据国内外同类发动机研制经验,双组元10 N发动机在入口压力为0.8~2.2 MPa范围内,入口压力偏差会使发动机真空比冲、燃气温度等性能产生较大变化。为了获得双组元离心式喷注器10 N发动机在落压推进系统要求的入口压力范围内性能,通过采用小流量喷雾试验台和42 km高模试验台,对偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。试验结果表明:该发动机额定入口压力1.58 MPa时真空比冲为2881 N·s/kg;当入口压力在0.6~2.5 MPa变化时,对应真空推力从4.7 N增加到14 N,落压比为3;入口压力0.6 MPa时真空比冲为2600 N·s/kg,入口压力2.5 MPa时真空比冲为2956 N·s/kg;入口压力在0.6~2.5 MPa试验范围内,发动机燃烧室壁温均低于材料许用温度,表明发动机热设计优良,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能需求。     

飞行器滑模变结构姿态控制器参数优化设计

研究了大气层外飞行器姿态控制器设计。基于误差四元数建立飞行器姿态运动学与动力学方程,用滑模变结构控制方法设计控制器,通过构造Lyapunov函数验证了控制器具全局稳定性和鲁棒性。以控制器参数为优化变量,机动时间为优化指标,飞行器发动机输出力矩为约束条件,用粒子群算法实现对滑模控制器参数的优化设计。仿真结果表明：控制器设计可行且有效,并能对参数进行优化。     

微纳卫星新型动力系统研究进展

微纳卫星指采用现代技术、微电子技术、机械技术等设计制造的具有高性价比的现代微小卫星。因其具有发射成本低廉、应用灵活等特点,微纳卫星受到各国的广泛关注。微纳卫星动力系统具有良好的发展前景。本文综述了微纳卫星动力系统的发展现状,针对自中和射频离子推力器、离子液体推力器、碳纳米管阵列推力器、石墨烯材料光驱动等几种新型且有望用于微纳卫星推进的方案,简要说明其工作原理,并分析其核心技术以及性能优势。给出了发展建议:提升总冲、功耗、调节精度等参数是微纳卫星动力系统未来主要的发展方向;研发工作中需要重点关注结构工艺、离子束流中和等关键技术。     

图像信息反馈的目标航天器跟踪控制方法

定义目标航天器图像形心与像平面中心为跟踪误差,并将该像平面误差直接引入跟踪控制闭环,提出一种增益切换的目标航天器跟踪PD控制律,在由推力器开关控制特性定义开关函数的基础上,给出PD控制器增益切换策略。由于直接使用目标航天器在像平面中的视觉特征误差量,避免了视觉相机内参数标定和目标航天器位姿信息求解等过程,简化了服务航天器的系统配置,同时控制器增益切换实现对测量误差、推力器偏差、转动惯量偏差以及干扰力矩等多种不确定性因素进行补偿,提高了跟踪控制系统稳定性及抗干扰性能。最后,基于Lyapunov稳定性理论给出控制器参数估算方法,并理论分析了增益切换PD控制律的收敛性,数学仿真表明该控制律能够对复杂机动目标以及考虑多种不确定性因素等情况进行快速跟踪,校验了视觉跟踪控制策略的有效性及对多类型不确定性的鲁棒性。