On one approach to the optimization of low-thrust station keeping manoeuvres

A simple and effective mathematical method to calculate optimal station-keeping manoeuvres by means of electric propulsion is suggested. The method is based on a linearization of the satellite motion near a reference orbit. Two versions of the method allow station keeping both in an assigned position and in any position of the orbit. The method is fully analytical for the two-body problem and takes a simpler form for the circular assigned orbit. The suggested method may also be used in the case when constraints are imposed on the thrust direction due to specific features of the satellite stabilization mode. An application of the method to any force field is shown. Illustrative examples of satellite station keeping in a circular orbit are given. Both cases of the station keeping, i.e., in an assigned position and in an assigned orbit, are considered without and with a constraint on the thrust direction.     

基于H_∞控制理论的电动负载模拟器多余力矩抑制

为抑制由舵机主动运动产生的多余力矩以实现负载台的恒力矩加载,基于理论建模和频响辨识建立了系统数学模型,用H∞控制方法抑制多余力矩,设计了H∞控制器。仿真和实验结果证明此种抑制多余力矩方法有效。     

电动帆轨迹优化及其性能分析

电动帆是一种新兴的无推进剂损耗的推进方式,利用太阳风的动能冲力飞行。电动帆由数百根长而细的金属链所组成,这些金属链通过空间飞行器自旋展开,太阳能电子枪向外喷射电子,使金属链始终保持在高度的正电位,这些带电的金属链会排斥太阳风质子,利用太阳风的动能冲力推动空间飞行器驶向目标方向。针对电动帆轨迹优化问题,提出采用Gauss伪谱法进行轨迹优化,克服了间接法对协态变量初值敏感的缺点。考虑在太阳风暴等原因造成特征加速度改变的情况,基于Gauss伪谱法实现电动帆在线轨迹重新规划,提高电动帆对太阳风不确定性的适应能力。最后以太阳系外探测任务为例,对电动帆和太阳帆的性能进行对比,仿真结果表明电动帆在星际远航任务中所用时间较短。     

常用热电偶温度与电势互换公式

本文将常用的热电偶分度表,依照实际使用的需要,线性回归出电势(E)→温度(T)的多项式,并将镍铬-考铜热电偶补上温度(T)→电势(E)的多项式回归公式,供从事计算机测温控温的同行们使用中参考。该回归公式一律采用单精度计算,是便于在各种类型的计算机(包括单板机、单片机)上都可以使用。回归公式拟合精度高,既适合一般温度测控场合,也适用于要求严格的检定部门。回归的热电偶种类为:铂铑_(10)-铂(S)、铂铑_(30)-铂铑_6(B)、镍铬-镍硅(铝)(K)、镍铬-考铜(EA-2)。     

脉冲等离子体推力器电源处理单元技术研究

为了进一步提高脉冲等离子体推力器点火的可靠性和使用寿命,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款可应用于立方体纳卫星脉冲等离子体推力器放电能量为2.6J的电源处理单元,其放电点火电路是基于LC振荡电路,且对放电点火电路的性能、开关管的电流应力和整个电源处理单元的稳定可靠性进行了研究。结果表明：LC振荡放电点火电路中,开关器件的电流应力较小,提高了整个电路的可靠性;该放电点火电路在输入电压800V时,点火电流的峰值可达到100A～150A,这种大电流放电有助于清除火花塞表面的积碳。     

大功率空间核电推进技术研究进展

大功率空间核电推进系统是空间核电源技术和大功率电推进技术的高度融合,具有高能量密度、超高比冲、较大推力的优势,可适用于超大型航天器轨道转移任务、远距离无人深空探测任务、载人火星等大型深空探测任务,能够极大地拓展人类深空探测的能力。本文针对大功率空间核电推进技术,对其工作原理和系统组成进行了介绍,同时开展了关键技术梳理,重点归纳了国内外在技术领域的研究历程和最新进展。     

运载火箭电动伺服机构前馈自抗扰控制方法的设计

运载火箭伺服机构是火箭的执行机构,在工作过程中不仅要求伺服机构具有较好的阶跃响应和力矩抗扰性能,还要求伺服机构能够较好地跟踪箭载计算机发送的位置随动指令。常规的自抗扰控制(ADRC)建模时,将输入的微分量近似为0,使得输入时变信号时会产生建模误差,该误差无法通过扩张状态观测器(ESO)进行观测并补偿,导致系统的跟踪误差较大。针对常规自抗扰控制对时变信号跟踪误差较大的问题,提出了一种将位置输入微分前馈(PIDF)引入自抗扰控制的前馈自抗扰控制方法。通过理论推导和建模仿真得知,该方法可降低系统对正弦输入信号的跟踪误差并提高系统的动态特性,同时仍具有较强的抗干扰性能。最后通过试验验证了该方法的有效性。     

氮氢混合气电弧加热发动机的性能试验

概述了用自制的脉宽调制电源供电，以氮氢混合气（模拟肼的分解产物）作推进剂的电弧加热发动机性能试验的情况及初步结果，试验表明，自制的脉宽调制电源工作稳定；在混合气作推进剂的情况下，DHSL－1和DHSL－2 发动机可以正常运行，但由于发动机的高温密封性能不好（漏气），测得的性能数据偏小。     

振子式自准直仪中振子的设计

光电式自准直仪的关键技术是如何将光信号转变成电信号,由此产生了不同类型的光电式自准直仪。振子式是其中一种较为传统的类型,由于其测量范围小,线性差,已呈逐渐被取代的趋势。出于改进的目的,比较分析了传统的振子结构,设计了一种新型的封闭式动圈振子。这种振子其线圈是运动的,便于闭环控制,大大提高了测量范围,而整圈式结构中磁力线是均布的,从而提高了线性度。     

ICME期间磁暴的太阳风参数和极光沉降能量

基于1995-2004年ICME驱动的强烈磁暴(SA型)、强磁暴(SB型)和延迟型主相暴(SC型)三种磁暴类型,对1AU处太阳风动压、太阳风速度、行星际磁场、EK-L电场以及极光沉降能量进行时序叠加分析,并分别与-vBz耦合函数和Newell耦合函数进行对比.结果表明,三种磁暴在ICME到达前期的太阳风动压较稳定,背景太阳风、极光沉降能量、行星际磁场和磁层存在相对平静期. ICME到达前期SA型磁暴的背景太阳风速度、行星际磁场南向分量以及极光沉降能量的均值高于另外两种磁暴类型,这说明大型日冕物质抛射在ICME到达前就对行星际磁场、背景太阳风和HP产生了影响.磁暴急始后,SC型磁暴的EK-L电场斜率小,峰值延后且行星际磁场北向分量增强,这些都是磁暴主相延迟的表现,极光沉降能量随着行星际磁场转为南向而增加.