小推力双组元姿控发动机性能研究

为了获得新一代小推力双组元姿控发动机的性能,通过采用二维激光粒子动态分析仪的雾化试验台和42km高空模拟试验台,对姿控发动机进行了试验研究。结果表明,在额定工况下,新一代姿控发动机的比冲提高到290s,最小脉冲冲量降低到50mN.s,性能得到了很大改善,可以满足卫星对姿控发动机的性能需求,具备了替代我国现有10N姿控发动机的能力。     

基于ESO的电液位置伺服系统反步滑模控制

针对阀控电液位置伺服系统未建模摩擦力、参数不确定性和外部随机干扰造成的复合扰动问题, 提出一种基于扩张状态观测器(ESO)的反步滑模控制方法。ESO的设计可以对作动器速度、加速度和复合扰动进行在线估计, 解决工程应用中对以上信号难以测定的问题;基于ESO估计值和位移反馈信号进行反步滑模控制器设计, 通过构造包含反步设计误差、滑模函数和观测器误差的Lyapunov函数, 对所提控制方法进行稳定性证明;为验证所提方法的有效性, 进行了AMESim和MATLAB/Simulink联合仿真, 与PID控制器、传统的反步滑模控制器和基于ESO的滑模控制器的控制效果进行对比, 并对仿真数据进行了分析。研究结果表明:所提方法可以有效抑制系统复合扰动, 位移跟踪精度高, 鲁棒性强。      

高分辨率立体测绘相机系统热控设计及验证

高分辨率立体测绘相机的光学系统及探测器的温度稳定性影响测绘相机的测绘精度。针对透射式光学系统,采用多级外热流抑制技术,使星相机透镜的温度稳定性提高了6倍;针对反射式光学系统,采用间接辐射式控温等热控技术,使主镜、次镜的温度稳定性达到±0.3℃;针对大功率电荷耦合元件（CCD）,采用基于环路热管（LHP）的节能型控温技术,在满足温度指标的前提下使环路热管驱动功率的周期平均值由60 W降低至33.8 W,同时节省约40%的主冷凝器面积及质量;针对CMOS,采用两级温度波动抑制技术,使其温度稳定性达到±0.3℃。研究了地面热试验的方法,报告了测绘相机系统关键部组件在极端空间环境下的在轨数据,全面验证了热控设计方法的正确性。     

航天飞机的随控布局研究——航天飞机空气动力学问题之六

从60年代后期以来,在飞行器研制中逐渐采用先进的主动控制技术。对于航天飞机,随控布局的主要任务是放宽静稳定性,对静不稳定的航天飞机实现飞行控制,并使共具有良好的飞行品质和性能。航天飞机随控布局设计的主要参数是高超音速下的配平能力、重心后限和操纵面的气动加热。在空气动力学上,主要靠机翼机身的合理布局设计。最佳的随控布局设计比常规设计飞行器的有效载荷有显著的增加,飞行器的净重约可减少10%。     

某高空飞艇光学吊舱热状态及飞行策略研究

使用光学遥感设备开展地球大气层临边观测是研究中高层大气目标特性变化规律的重要手段之一.光学遥感设备的热状态对其光学精度及系统信噪比控制至关重要,能够直接影响观测数据质量乃至观测任务的实现.针对中高层大气OH自由基超分辨空间外差光谱仪在高空飞艇平台探测的热状态需求,分析了光谱仪吊舱的热环境,给出了光学吊舱的热平衡控制方程,并对上升/下降段和平飞段先后开展了热状态计算,得到光学吊舱在不同状态下的温度变化规律、光电部件的温度场等计算结果.结果表明热控方案能够满足光谱仪的热状态需求.根据热状态分析计算结果,制定了飞行前后及飞行过程中光学吊舱的热控策略.本文分析方法和飞行策略可为同类飞行设备热控状态设计及研究提供数据参考.      

建立长二捆姿控发动机三维实体模型库

本文系统介绍了高档图形工作站和大型计算机辅助设计软件在航天产品设计中的应用,为以后新型号的设计打下了一个坚实的基础。     

航天用纳米流体流动与传热特性的实验研究

研究航天用纳米流体流动与传热特性。测量了不同粒子体积份额的航天用纳米流体雷诺数500~4000范围内的管内对流换热系数和摩擦阻力系数,详细讨论了雷诺数和纳米粒子体积份额对纳米流体对流换热系数和摩擦阻力系数的影响,分析了航天用纳米流体的强化传热性能。实验结果表明,在液体中添加纳米粒子增大了液体的管内对流换热系数,增加了液体的传热效果,粒子的体积份额是影响纳米流体对流换热系数的因素之一,在相同雷诺数条件下,纳米流体的对流换热系数随粒子体积份额的增加而增大。与原液体工质相比,航天用纳米流体的流动阻力系数稍有增大,纳米流体的流动阻力系数不随纳米粒子的体积份额而变化。与航天用纳米流体对流换热系数的增加相比,纳米流体流动阻力系数增大的程度极小,验证了纳米流体强化传热技术应用于航天器热控系统的可行性。     

星载线阵CCD相机与激光测高仪无控定位精度对比分析

光学立体测绘卫星测高精度受姿态确定能力的限制,难以实现1∶10 000及以上大比例尺无控立体测绘。激光测高卫星的高程精度高,考虑结合2种遥感手段,提升测绘卫星的无控定位精度。为比较高分辨率立体测图卫星与激光测高卫星的无控定位精度,介绍了星载线阵CCD立体相机及激光测高仪的几何定位原理,构建了相应的几何定位模型,推导了各自的误差传播方程。参照目前平台及载荷的技术水平,分析了卫星参数及各项测量指标,通过仿真估算了两者在同卫星平台上的无控定位精度,并进行定量对比分析。结果表明:同平台下星载线阵CCD相机平面定位精度优于星载激光测高仪,而后者的测高精度明显高于前者。     

高精度星敏感器热设计研究及仿真验证

为实现某高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用,对该星敏感器的热设计进行了分析研究,并选取典型的高温工况和低温工况进行讨论。基于热网络模型对高温工况和低温工况计算及仿真分析,提出了星敏感器与卫星舱体在导热和隔热2种安装情况下的热控措施。分析结果表明:当星敏感器导热安装时,将安装面温度控制在-15～0℃,在其外表面包覆多层隔热组件,可使整机温度适宜;当星敏感器隔热安装时,在其盖板外表面喷涂热控白漆,将遮光罩与盒体隔热安装,设置用于温度补偿的电加热片,将安装面温度控制在-60～-30℃。     

几种热控涂层的真空-紫外辐照试验

无机热控涂层是航天器常用的一类热控涂层.文章采用上海硅酸盐研究所研制的真空-紫外辐照装置,选用合适的加速倍率,对国内几种常用的热控涂层进行了10000ESH以上的辐照试验,原位测量了各阶段试验样品的太阳吸收比,获得了这些热控涂层的太阳吸收比变化曲线,验证了热控涂层的"漂白效应".相关研究结果可以为热控制专家进行热设计时...