推力器

摘要： 联盟MS载人飞船和进步MS货运飞船是同一种设计下衍生的不同型号。因此,随着联盟载人飞船的不断改进,进步货运飞船也在发生变化。有些变化是和联盟载人飞船同步的,有些却独具特色。载人飞船的改进联盟载人飞船的历史演进广为人知,正在使用的联盟MS是著名的联盟TMA-M飞船的改进型,在2016年开始发射,主要是在通信和导航子系统上有所改进,推力器的位置也发生了变化。

摘要： 随着微小卫星的技术发展,采用微小卫星组网和轨道机动的需求越来越多。针对微小卫星重量轻、功耗低的特点,本文提出了基于推力器的姿轨一体化控制方案。该方案采用一个大推力器进行轨道控制,4个斜装小推力器兼顾轨道控制和姿态控制,不仅可在卫星轨道机动中实现三轴姿态控制,同时可提高控制系统的功能密度。采用Matlab仿真分析,给出了在卫星轨道机动中同时兼顾三轴姿态控制的仿真曲线。仿真结果表明:本文提出的控制策略具有很好的实用性。

摘要： 通过分析某平台卫星在某次发生动量轮组件2异常掉电故障时的现象,利用模拟器仿真的方法绘制了其马达电压、马达电流、转速曲线及姿态曲线,并根据卫星遥测超限告警,得出此次动量轮故障对于卫星姿态、推进剂的消耗和动量轮性能的影响,同时分析了此次故障发生的原因.

摘要： 嫦娥五号着陆上升组合体落月后将经历月昼强红外辐射环境,由于推力器喷管导热影响,使推进剂管路与电磁阀面临高温环境,推进系统存在管路内氧化剂汽化和推力器性能下降甚至无法正常工作的问题,影响上升器月面起飞正常姿态控制.为了研究高温下推力器的工作性能,进行了高温下氟塑料阀芯与氧化剂相容性调研,提出了电磁阀和推力器可靠性增长及可靠性验证试验方法,分析了温度与电磁阀阀芯行程的关系,获取了高温环境下推力器的稳态及脉冲工作性能,在小子样条件下评估了推力器可靠性置信下限及月面起飞上升推进系统可靠度,通过月面高温排气及月面起飞上升姿态控制对研究结果进行了航天器在轨飞行验证,圆满完成了上升器月面起飞上升任务.所提出的研究方法及思路具有很好的工程适用性.

摘要： 宇宙尺度公司(Astroscale)已完成了在轨物体捕获与清除技术的首项重要测试,释放并重新捉回了—颗小卫星。试验中,作为主星的“服务星”先是释放了个头很小的“客户星”,然后又利用一个磁性机构将其重新捉住。这是自“ELSA-d”3月份发射以来客户星首次同主星分离。试验很简短,客户星只移开了数厘米,服务星就点燃了推力器,并重新同客户星连到一起。

摘要： 为研究霍尔推力器通道内放电过程和等离子体的分布情况,对霍尔推力器建立二维仿真模型.得到推力器通道中Xe+和Xe++数密度分布、速度分布、电流密度分布、电势分布和电子温度分布等,通过不同时刻Xe+和Xe++离子数密度的变化,观察到推力器内放电达到稳定运行的过程.由结果可知此推力器工作电压350V,电流4.2A,工质气体流量42SCCM时的比冲约为1300S.与文献中报道的实验结果和数值模拟结果对比,具有很好的一致性.一方面验证了该模型用于霍尔推力器数值仿真的有效性,另一方面得到了稳态霍尔推力器内较详细的放电等离子体参数分布.

摘要： 由于电推进类型的多样性、系统的复杂性和对空间电源的强烈依赖性,为充分利用电推进的高比冲效益,航天任务规划中往往需要考虑电推进系统本身、推进剂、所需空间电源等多方面的质量要素,为此在电推进应用工程中引入推力器比冲、子系统比冲、任务比冲等三种电推进比冲概念.本文在给出三种电推进比冲基本定义的基础上,推导了三种比冲之间的相互关系,明确了各种比冲概念的本质意义,结果表明:相比于推力器比冲,子系统比冲能更准确地反映电推进系统自身的质量效率,而任务比冲能更全面地表征航天器任务中电推进的整体质量效率.最后,讨论了三种比冲在电推进航天工程中的主要应用.

摘要： 独立评审队伍已完成对波音CST-100“星际线”飞船去年12月不载人试飞所出问题的调查,“波音”要落实评审报告给出的61项整改措施。“星际线”代号为“轨道试飞”(OFT)的那次飞行出了至少3起严重问题,即导致飞船任务经时计时器出现11小时偏差的一起软件问题、飞船服务舱推力器的一项软件映射错误和通信时断时续的问题。

摘要： 为了验证卫星从星箭分离到状态建立过程中的控制实施和姿态变化规律,文中采用基于Model-ica的方法,通过模型数学原理分析建立了卫星力学模型、太阳翼结构模型、推力器模型以及World模型,并将Modelica方法与传统仿真方法进行了对比分析.随后构建了卫星力学与控制综合系统模型,通过具体算例对卫星从星箭分离到状态建立过程进行仿真分析,为控制策略的制定和验证提供参考依据.

摘要： 文章通过对南北位置保持原理和10N推力器工作原理分析发现,由于推进系统10N推力器安装位置差异等因素,使成对点火的推力器产生的控制力矩存在偏差,在控制过程中不可避免地会出现卫星姿态超调量过大的现象.针对某静止轨道卫星位置保持过程中卫星姿态超调量过大现象的分析,提出了南北位置保持的推力器效率补偿方法,在实际在轨操作中有效地解决了姿态角超调量过大问题.

摘要： 本文以二硝酰胺铵(ADN)基推力器为研究对象,分析了预热温度对ADN基推力器点火瞬变过程的影响机理,分析了不同预热温度下,催化床和燃烧室外壁面温度,燃烧室压力随时间变化的典型特征,并对比了催化床壁面温度和燃气温度之间的关系,建立了描述燃烧室内压力和温度变化的拟合公式.并通过建立仿真模型获得了推力器催化分解和燃烧过程中温度和压力的云图分布.

摘要： 推力器的噪声性能对深海载人潜水器(HOV)的水声通讯设备的工作有重要的影响，为了分析通讯声呐工作频段内的噪声源，在七0二所循环水槽中进行了深海载人潜水器的推力器部分浸入水中的试验研究，介绍了试验的情况，并根据试验结果对推力器的噪声源进行了初步分析。

摘要： 本文通过分析卫星推力器工作特点和主要故障模式，提出了卫星推力器的寿命分布和可靠性评估方法，并以XX卫星用10N推力器为例，收集试验数据，对其可靠性进行了评估。

摘要： 储存在高速飞轮中的角动量使卫星具有陀螺定轴性，可保持姿态稳定，由于偏置动量轮设置在俯仰轴方向，它的定轴性对其他两轴——滚动轴和偏航轴产生陀螺罗盘效应，使偏航误差随着卫星在轨道上的运动耦合为滚动误差，因此控制滚动误差就能间接地消除偏航误差。本文以DFH-3号卫星平台的某颗卫星为研究对象，分析了带偏置的三轴稳定卫星滚动、俯仰、偏航三轴姿态的控制策略，给出了选择合适的时机，地面发指令进行推力器喷气控制来调整姿态并消除章动的方法。

摘要： 航天器推进系统中的推力器产品用于卫星姿态调整过程，其燃料传输通道小，只有零点几毫米，如果发生通道堵塞会导致产品失效。在产品研制过程中，某产品测试时发现通道堵塞的问题，为在产品解剖前对堵塞位置进行定位，决定采用三维CT检测系统进行故障分析。三维CT采用面阵探测器系统测量穿过试件的射线信号，经放大和模数转换后送入计算机进行图像重建。三维高精度工业CT检测一般使用数千到上万个探测器，排列成面状。探测器数量越多，每次采样的点数也就越多，有利于缩短扫描时间、提高图像分辨率。检测时首先得到DR扫描图像，观察有无缺陷，如需要对有疑似缺陷的部位进行CT扫描。根据DR图像确定了要进行三维扫描的区域范围，得到该区域的三维数据信息。将三维数据信息重建后，可得到任意截面的CT图像。

摘要： 船舶动力定位系统是由动力定位电脑系统、输入/输出、操作面板、可编程控制器((PLC)、水声基阵、DGPS、风速计、电罗经、垂直基准单元等组成。可以分成测量部分、控制部分与执行部分。从张力绳定位系统、运动参考系统、电罗经、全球卫星定位系统、风速传感器等方面介绍了其定位原理。通过计算机自动控制船舶上的各个推力器，对抗船舶所受到的风、流、浪、惯性等外力影响，使其保持所希望固定变化的位置及舷向。本文还介绍了海洋石油299船采用LIPS动力控制系统，它是一个包括主机控制系统，离合器控制系统，螺旋桨控制系统，卞机谏度控制系统组合在一起的复杂的一个整体，综合控制了船舶的推进动力，实现动力定位。

摘要： 针对水下机器人的故障诊断进行研究.基于水下机器人的空间运动方程,完成了非线性滑模观测器的设计以提高故障检测的正确率和降低故障诊断的误报率和漏报率.利用设计的观测器完成了水下机器人的系统辨识.将观测器应用于水下机器人的传感器和推进器故障诊断中,完成了传感器故障诊断的仿真试验和推力器故障诊断海上试验,得到了大量的试验结果.通过对结果进行分析,验证了文中所提方法的有效性和可行性.

摘要： 针对偏置动量卫星的特点提出偏置动量卫星轨道控制策略优化方法以及基于动量轮转速变化的推力器喷气效率估算方法。文中首先介绍了单自由度轮控系统的控制方式、角动量管理的控制方法；然后分析了角动量管理对卫星轨道的影响，给出推力器喷气效率、轨道元素变化量的计算方法；最后提出可延长位保周期的轨道控制优化策略，该方法在实际轨控任务中使用，控制效果与理论值一致。

摘要： 电推进作为一种先进的推进技术，可以降低航天器系统质量，提高寿命、增加有效载荷。并且电推进已经是具有战略竞争力的未来航天器关键技术，一方面,电推进正在逐步成为长寿命通信卫星的标准配置和深空探测航天器的必需技术，另一方面，以微推力为特性的电推进是需要精确姿态控制的卫星、卫星星座组网及精确编队飞行控制的支撑技术。电源处理单元是组成电推进系统的关键设备之一，它是多电源组合、输出功率大、电压高及时序控制的复杂电源变换产品。本文以离子电推进系统配置的电源处理单元为例，叙述了输出功率为1kW，屏栅电源输出电压达到1000V的各功能电源的电路设计，并给出了实验电路的测试结果。

摘要： 电推进作为一种先进的推进技术，可以降低航天器系统质量，提高寿命、增加有效载荷。并且电推进已经是具有战略竞争力的未来航天器关键技术，一方面,电推进正在逐步成为长寿命通信卫星的标准配置和深空探测航天器的必需技术，另一方面，以微推力为特性的电推进是需要精确姿态控制的卫星、卫星星座组网及精确编队飞行控制的支撑技术。电源处理单元是组成电推进系统的关键设备之一，它是多电源组合、输出功率大、电压高及时序控制的复杂电源变换产品。本文以离子电推进系统配置的电源处理单元为例，叙述了输出功率为1kW，屏栅电源输出电压达到1000V的各功能电源的电路设计，并给出了实验电路的测试结果。

摘要： 用于飞行器发动机机舱的电动推力反向器系统和装备有该电动反推力反向器系统的飞行器发动机机舱。本发明涉及用于飞行器发动机机舱的电动推力反向器系统，包括至少一个用于如推力反向器门的致动推力反向器机构的机构(2或3)。致动机构(2或3)包括第一驱动汽缸(6)和第二驱动汽缸(7)。每个汽缸包括机械连接套管(9)、主锁(8)和固定在连接到相关的如推力反向器门的推力反向器机构的点的可移动的杆(10)。电机驱动单元(11)经由挠性轴(12)机械连接到致动机构(2或3)的各汽缸(6、7)的机械连接套管(9)，并且经由电连接线(16、17)通过控制单元(1)的控制使其设置为运动。三级锁(13)设置成将相关的如推力反向器门的推力反向器机构固定至机舱的固定结构。

摘要： 用于飞行器发动机机舱的电动推力反向器系统和装备有该电动反推力反向器系统的飞行器发动机机舱。本发明涉及用于飞行器发动机机舱的电动推力反向器系统，包括至少一个用于如推力反向器门的致动推力反向器机构的机构(2或3)。致动机构(2或3)包括第一驱动汽缸(6)和第二驱动汽缸(7)。每个汽缸包括机械连接套管(9)、主锁(8)和固定在连接到相关的如推力反向器门的推力反向器机构的点的可移动的杆(10)。电机驱动单元(11)经由挠性轴(12)机械连接到致动机构(2或3)的各汽缸(6、7)的机械连接套管(9)，并且经由电连接线(16、17)通过控制单元(1)的控制使其设置为运动。三级锁(13)设置成将相关的如推力反向器门的推力反向器机构固定至机舱的固定结构。

摘要： 一种用于飞行器涡轮风扇发动机推进系统(30)的推力反向器系统(60)包括：固定结构(80)和平移结构(90)，适于在固定结构和平移结构之间限定用于空气的顺序流动路径，平移结构(90)可沿轴向方向(10)在收起位置与打开位置之间滑动，在收起位置中，平移结构与所述固定结构(80)相连接，在打开位置中，平移结构与所述固定结构(80)在轴向方向(10)上间隔开，以限定用于使空气向外部环境流出的周向开口(12)；以及可变光圈式机构(190)，该可变光圈式机构具有多个叶片(140)，这些叶片可在静止构型与展开构型之间共同运动，在静止构型中，这些叶片共同限定用于空气的通道，在展开构型，这些叶片至少部分地遮挡所述涡轮风扇发动机推进系统(30)的旁通管道(430)。

摘要： 本发明涉及一种霍尔效应(Hall effect)推力器(10)，其布置在壁(22)内并包括磁路(30)和电路(60)，该电路(60)包括阳极(62)、第一阴极(64)和电压源(68)。该磁路和该电路被布置成使得围绕壁(22)生成磁场(B)和电场(E)。在每个子午线横截面中，磁路(30)具有布置成在壁的表面上彼此分隔开的上游磁极(50)和下游磁极(52)。阳极(62)和第一阴极(64)位于上游磁极(50)的任一侧上。

摘要： 一种同时测量推力器主轴推力和偏心推力的装置及方法，属于力的测量技术领域。该装置包括推力器、两个基座、两个支撑轴、两个力传感器、推进剂导管和力信号处理单元及计算机。第一横梁绕第一支撑轴旋转，第二横梁绕第二支撑轴旋转；两支撑轴位于同一竖直平面内且平行布置。推力器安装在第二横梁上，其主轴轴线与两个支撑轴中心连线垂直。该方是将推力分解为主轴推力和偏心推力，偏心推力再分解为二维方向上的两个分力，通过力矩平衡方法测量每个方向上的分力，再通过力的合成，即可给出偏心推力和主轴方向的推力值。本发明所述装置具有原理结构简单、操作方便、重复性好等优点，可以满足不同类型推力器主轴方向推力和微小偏心推力测量的需要。

摘要： 霍尔推力器导热支架及含有该支架的霍尔推力器，涉及霍尔推力器的散热结构。本发明是为了解决现有高比冲高功率霍尔推力器热稳定性差的问题。本发明所述的霍尔推力器导热支架，包括长度相同且同轴内外嵌套设置的两个圆筒，两个圆筒的同一端通过底板相连，底板上设有多个通孔，两个圆筒的筒壁上均开有多条一端开口且另一端封闭的缝隙，多条缝隙沿所在圆筒周向均匀排布、且缝隙走向与所在圆筒轴向相同，缝隙的开口端与所在圆筒的开口端贯通。本发明将大部分壁面沉积热流传导至霍尔推力器散热能力较强的外部构件上，减小霍尔推力器内部磁路热量沉积，并增强其整体散热能力，最终提高霍尔推力器的整体热稳定性。

摘要： 本发明涉及一种霍尔效应(Hall effect)推力器(10)，其布置在壁(22)内并包括磁路(30)和电路(60)，该电路(60)包括阳极(62)、第一阴极(64)和电压源(68)。该磁路和该电路被布置成使得围绕壁(22)生成磁场(B)和电场(E)。在每个子午线横截面中，磁路(30)具有布置成在壁的表面上彼此分隔开的上游磁极(50)和下游磁极(52)。阳极(62)和第一阴极(64)位于上游磁极(50)的任一侧上。

摘要： 一种同时测量推力器主轴推力和偏心推力的装置及方法，属于力的测量技术领域。该装置包括推力器、两个基座、两个支撑轴、两个力传感器、推进剂导管和力信号处理单元及计算机。第一横梁绕第一支撑轴旋转，第二横梁绕第二支撑轴旋转；两支撑轴位于同一竖直平面内且平行布置。推力器安装在第二横梁上，其主轴轴线与两个支撑轴中心连线垂直。该方是将推力分解为主轴推力和偏心推力，偏心推力再分解为二维方向上的两个分力，通过力矩平衡方法测量每个方向上的分力，再通过力的合成，即可给出偏心推力和主轴方向的推力值。本发明所述装置具有原理结构简单、操作方便、重复性好等优点，可以满足不同类型推力器主轴方向推力和微小偏心推力测量的需要。

摘要： 本发明属于航天卫星推进技术领域，具体涉及一种基于数字滤波器的星载微推力器推力响应时间测量方法。本发明的推力响应时间测量方法包括步骤，S1：对扭摆推力测量系统的非零初始条件进行归零处理,得到变量代换后的推力测量系统的振动微分方程；S2：在变量代换后的推力测量系统后串联一个数字滤波器,得到等效灵敏度高频推力测量系统；S3：确定等效灵敏度高频推力测量系统的系统响应；S4：从系统响应判读星载微推力器的推力响应时间；S5：利用系统响应反演计算待测推力，进一步确认推力响应时间。本发明的等效灵敏度高频推力测量系统的固有频率大幅提高并极大缩短了进入稳态时间，实现了快变推力响应时间的测量。

摘要： 一种同时测量推力器主轴推力和偏心推力的装置，该装置包括推力器、两个基座、两个支撑轴、两个力传感器、推进剂导管和力信号处理单元及计算机。第一横梁绕第一支撑轴旋转，第二横梁绕第二支撑轴旋转；两支撑轴位于同一竖直平面内且平行布置。推力器安装在第二横梁上，其主轴轴线与两个支撑轴中心连线垂直。测量时将推力分解为主轴推力和偏心推力，偏心推力再分解为二维方向上的两个分力，通过力的合成，即可给出偏心推力和主轴方向的推力值。本实用新型能够准确的测量出主轴推力和微小偏心推力，具有原理结构简单、操作方便、重复性好等优点，可以满足不同类型推力器主轴方向推力和微小偏心推力测量的需要。