未来空间飞行器上最佳控制理论的应用

由于计算机的高速化，在不远的将来，有可能直接在载体上进行低推力（有限推力）空间飞行器的最佳轨道变换制导计算，本文就最佳制导计算方法中的一种间接法（它从估计函数最优化出发对导出的微分方程式的初始值加以探索），关于使伴随变量计算初始值十分接近真实值的初始估计方法和缩短灵敏度阵矩阵的计算时间并提高计算精度的策略做一说明，另外对空间飞行器简单轨道变换问题的进行数值仿真，用来验证该计算方法。     

辅助双元推进发动机

欧美开发的辅助双元发动机列于附表中,实际用于飞行的只是推力为22N 和10N 的发动机。稳态比推力为290s 左右。为了以脉冲工作方式进行最优的姿态控制,需要较小的单位冲量,于是小推力发动机的开发就成了重要课题,如附表所示,现正在开发2N 推力的发动机。     

挠性卫星的模型化——混合系统和截断

1.前言模型化问题是分析挠性结构人造卫星姿态运动必不可少的问题,关于这一问题,从1960年代后期到70年代前期进行了许多研究。关于模型化和表达的方法,运动方程的推导和模态分析,MODI,Williams,藤井等人已进行了全面综述。在这之前 Likins 和 Hughes 的概论性文章得到广泛应用。最近十余年的时间里,     

液体推进剂和液体推进系统

单元肼推进剂的比推力为220秒左右,N_2O_4/MMH和 O_2/RP-1的比推力为300～340秒,O_2/H_2的为430～470秒。卫星主推进系统(卫星与火箭分离后,将卫星注入预定轨道的推进系统)要有高的比推力。从这点来看,O_2/H_2推进剂是有利的。但它是超低温推进剂,这点是不利的。不过,总起来说,使用比推力高的 O_2/H_2的推进系统还是有利的。在美国正开展关于 O_2/H_2低推力发动机的探讨,拟用于轨道间的运输机上,在技术成熟时转用到卫星上。     

双元推进剂发动机的羽流污染

控制用双元推进剂发动机在很多场合以脉冲方式工作。脉冲宽度窄,则其性能下降。例如,稳态比推力为290s 的22N 发动机,在脉冲宽度为10ms 时,其比推力仅为200s 左右。之所以如此,除了因过渡燃烧的效率较低外,还有如下原因。一般,点火前燃烧室压力必须升高到某一程度,因而点火前未燃推进剂通过     

高速、准确的定位伺服机构

本文就最佳响应问题介绍一个用作高速、准确定位器的电液伺服机构的实验性研究和计算机仿真。该伺服机构由一个用两台不同的伺服阀控制的直线运动油缸(Linearactuator)、一个几公斤的惯性负载、探测器和电子线路组成。     

ASTRO-C星载惯性基准装置

1.前言科学卫星 ASTRO-C 为完成其科学观测任务,需要高精度和高稳定的姿态控制。为满足这样的姿态控制要求,必然要用高精度的姿态敏感器。因此,为 ASTRO-C 开发了使用 CCD器件的高精度星敏感器和太阳敏感器,也开发了使用高精度积分陀螺的惯性基准装置 IRU。本文介绍该 IRU 的概况和试制结果。     

日本研究光应用测量控制系统

据报导,日通产省工业技术院制定了一个大型计划,研究光应用测量控制系统。全系统分为三个分系统:信息传送、测量和控制分系统。研究费用200亿日元。从79年起,研究期限8年,90年代初达到实用化。 目前,对工厂等处的温度、压力、原材料的组成流量等各种信息的测量都用电的装置。随着工厂的大规模化和自动化取得进展,信息量在增大,在此情况下如使用电的装置,由于要处理微弱信号,则存在以下问题:由大电流所致的感应干扰,随爆炸事故而生的火花,使用电线而引起的成本提高等。而光的装置则没有这样的问题,且可把信息传送量(包括图象)扩大     

大型卫星的电热式肼推力器系统

前言今后预计发射的卫星在向多应用领域(通信,广播,气象观测,海洋观测,资源勘探)发展的同时,还趋向大型化和长寿命化。为此,应用于大型卫星的高性能反作用控制系统(RCS)的开发是很重要的。60年代初期开始使用的第一代 RCS,以 N_2,H_2等冷气做为推进剂,至今仍有应用(例如 NⅡ火箭第2级的 RCS)。现在广泛应用的催化式肼推力器(GHT)是第三代 RCS。本文介绍属于第四代 RCS 的电热式肼推力器,(EHT,Electrothermal Hydrazine Thruster)系统,这种系统可做为大型长寿命静止卫星的 RCS。