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251.
9kW双凸极永磁电机功率控制器的主电路采用三相桥式变换器。与一般的三相桥式变换器相比,本文的三相桥式变换器因受到电机反电势、霍尔传感器位置信号及特定开关工作方式等因素的影响,工作情况复杂,工作原理也有较大差异。文中阐述了基于理想工作情况下的双凸极永磁电机三相桥式功率变换器的工作原理,给出了在电机反电势不对称、霍尔传感器位置信号不准确以及输入电压变化等情况下功率变换器的工作情况,实验证明了该变换器分析的正确性。 相似文献
252.
电推进系统的相容性、空间推力/比冲等是空间应用关注的重要性能指标。根据电推进系统未来空间试验技术发展趋势,调研了国内外离子、霍尔电推进系统的推力、电磁兼容性、对卫星的污染等空间试验情况,结合我国电推进系统首次开展空间试验现状、电推进系统的布局,以及星上配备的卫星污染与电位监测器,对空间环境条件下卫星的污染、电推进自身及卫星设备的电磁兼容性、空间推力标定方法、推进剂剩余量分析方法等进行了研究。通过电推进系统在轨连续试验、电推进羽流影响等分析,得到电推进对卫星周围污染情况、电推进与卫星平台的电磁兼容性等在轨性能参数,可为全面评价电推进系统技术、科学制定电推进空间试验计划及电推进空间应用提供依据。 相似文献
253.
为了研究真空环境设备内溅射靶温度升高后对30 cm离子推力器的热辐射影响,采用有限元分析的方法,首先对真空舱内的离子推力器羽流分布进行了模拟,在获得羽流对溅射靶造成的温度变化后,进一步分析了溅射靶温度升高对离子推力器温度以及栅极热形变位移所造成的影响.仿真结果显示,推力器羽流可采用定向分子流模型进行描述,羽流在真空舱内... 相似文献
254.
针对中国首次自主火星探测任务需要,结合环绕器质量特性和推进系统布局构型,分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上,通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律,计算整器角动量变化情况,并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差;通过同组推力器作用时对各轴的扰动,解算整器质心坐标。利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况,解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对,实测推力方向偏差不超过0.6°,质心绝对偏差小于18mm,验证了计算方法的有效性和正确性,可作为后续轨控任务的点火方向制定、燃料预算的输入依据。 相似文献
255.
在阐述氙气供给系统组成与分类基础上,将传统氙气供给系统和先进氙气供给系统按照机械减压型、开关控制型和比例控制型三种类型进行梳理,提炼了氙气供给系统中涉及到的关键技术,如建模与仿真技术、流体控制部件技术及系统集成技术,并对其研究现状进行了概述。对氙气供给系统的发展现状和发展趋势进行了总结,重点对国内外氙气供给技术的差距进行分析,给出了我国电推进氙气供给系统的发展建议。首次全面、系统地对面向空间电推力器的氙气供给系统进行综述、总结和展望,对于氙气供给技术的研究具有重要的参考价值。 相似文献
256.
针对传统皮纳卫星姿态控制系统中磁力矩器输出力矩小、姿态控制响应慢等问题,提出一种微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法,提高了控制精度,缩短了控制周期,并利用Lyapunov稳定性理论证明了算法的稳定性。首先建立微型固体推进器阵列优化点火模型,然后给出其补偿控制时间设置方法,并推导出大角速度阻尼控制律和辅助速度阻尼控制律,同时设计了基于混合系统模型的姿态捕获联合控制律,最后通过仿真验证了速度阻尼联合控制律和姿态捕获联合控制律的有效性。仿真结果表明,相较于传统的纯磁控方法,联合控制方法能够有效提高控制精度,大幅度缩短控制周期。 相似文献
257.
258.
259.
考虑到实际卫星总体布局特点及姿控发动机燃气喷流为多组分的特点,采用差分求解N-S(Navier-Stokes)方程耦合DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)方法建立三维多组分羽流场的数值模拟模型,对5 N无水肼单组元姿控发动机喷管产生的燃气羽流场及其效应进行数值模拟,计算得出羽流场的物理参数分布、化学组分分布,得到了羽流对太阳能帆板的羽流气动力和气动热效应.计算结果表明对于太阳能帆板的羽流效应防护应以N2,NH3为主,姿控发动机羽流会对太阳能帆板撞击产生气动力和气动热的影响,在太阳能帆板前沿中点处,存在气动压强峰值和气动热流峰值.计算结果为研究羽流效应提供了参考依据. 相似文献
260.
针对一类卫星平台的推力器布局进行优化方法建模,给出推力器布局设计原则和优化指标,将推力器布局问题转化为一个多约束多目标寻优问题.最后对IntelSat—VII/VIIA推力器布局进行优化设计,优化结果达到了预期效果,验证了本文方法和指标的有效性. 相似文献