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本文介绍了美国阿波罗姿态控制发动机系统的一般概况。本文分两部分,这是第一部分。 第一部分介绍了阿波罗登月过程,姿控发动机安装、座标位置、控制规律及推力曲线的特点,并应用了阿波罗-4的遥测数据来说明这种姿控发动机的特点和它的脉冲工作状态。 第二部分包括用于登月舱和服务舱的R-4D-l发动机,用于指挥舱上的SE-A8发动机、带皮囊的推进剂贮箱,电磁活门、减压器及有关的活门和附件,还对三个舱的反作用姿控系统原理图作了介绍。 相似文献
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大气层内燃气动力与气动力复合控制方法探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
对采用燃气动力(直接力)与气动力复合控制技术的控制方式、姿控发动机控制周期、点火逻辑及姿控发动机启控策略等进行了初步探讨。重点对采用燃气动力/气动力复合控制方式中舵系统的工作模式进行了探讨及仿真研究,对姿控发动机控制周期及控制回路工作周期对制导精度的影响进行了初步仿真研究。通过仿真研究表明:在末制导阶段,采用燃气动力/气动力复合控制方式可提高导弹的快速性,进而提高导弹的制导控制精度。 相似文献
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在液体推进剂动力系统质量模型的基础上,针对采用双组元推进剂和挤压式输送系统的小推力空间飞行器姿控发动机,在控制总冲量和总冲量矩相同的情况下,对动力系统总质量最轻的姿控发动机最优布局方式进行了优化分析 相似文献
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《现代防御技术》1974,(Z1)
“阿波罗”宇宙飞船的三个舱体;指挥舱(CM),服务舱(SM)和登月舱(LM),每一舱体都具有自己的喷气控制系统(RCS)。每个喷气控制系统工作在自燃的双组元燃料,而燃料的供给是挤压式。 服务舱的喷气控制系统是用于在宇宙飞船与运载火箭——土星——V号分离后,在飞向月球的轨道上来控制飞船的姿态,以及在绕月球的等候轨道和返回地球轨道上来控制指挥舱和服务舱。登月舱的喷气控制系统是用于在绕地球的等候轨道上,来调整宇宙飞船与登月舱的连接形态,以及在下降到月面时和从月面起飞后与指挥服务舱交会对接时来控制登月舱。指挥舱的喷气控制系统是用于在再入大气层后,来控制指挥舱的姿态。登月舱和服务舱的喷气控制系统应能提供在三个轴方向上的位移,并同时在定向的控制状态中工作,而指挥舱的喷气控制系统仅用于定向的控制。 相似文献
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针对拦截器姿轨控发动机工作的本质非线性特性,采用基于谐波线性化建立的描述函数法进行系统稳定性分析;推导了非线性系统的Nyquist幅相判据,同时从工程应用出发,将Nyquist幅相判据转换为Bode图对数判据,一起分析了拦截器俯仰角控制、滚动角控制和位置控制的稳定性,并对姿轨控发动机的推力进行了拉偏,分析结果表明拦截器程序悬浮姿态控制和位置控制系统是稳定的. 相似文献
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陈运钦 《国防科技大学学报》1979,(4)
本文介绍一种“可变增益电磁阀控制系统”。这是一种以快速电磁闷为执行元件的控制技术。文中详细叙述了这种系统的特点、组成和工作原理。说明了该控制系统在30公斤级与100公斤级的双组元燃料变推力姿控火箭发动机中的具体应用情况。最后对所得的结果进行了分析。 相似文献
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姿控发动机点火逻辑研究 总被引:1,自引:0,他引:1
跟踪与分析国外先进防空导弹的姿控发动机控制技术,以美国PAC-3导弹为例,对姿控发动机组建立离散模型,然后采用一定的优化方法,对其点火方法作了研究,并提供仿真结果。 相似文献
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空间拦截器末制导段动态模型研究 总被引:2,自引:0,他引:2
本文以实现空间拦截器对目标的直接碰撞杀伤方式为目的,根据拦截器制导控制系统方案的要求,末制导段采用轨控发动机对拦截器质心运动进行调节;利用姿控发动机进行姿态调整,建立了拦截器六自由度弹道仿真模型;并进行了计算,结果表明末制导段采用姿控、轨控发动机实现对拦截器的控制是可行的也是必要的。 相似文献
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以单组元姿控动力系统为研究对象研究多台不同推力量级发动机工作时的动态过程.基于模块化建模,在MWorks软件平台上二次开发了包含液体管路、电磁阀、反应室等单组元姿控动力系统典型组件的动力学模型,搭建了动力系统中发动机起动、关机、脉冲工作等动态过程仿真模型,并通过试车数据验证了仿真模型的正确性与有效性.在单组元动力系统中... 相似文献
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采用有限差分格式的特征线方法 ,对某姿控推进系统发动机真实推进剂管路在脉冲工作情况下的瞬变特性进行了数值研究 ,对影响发动机多次脉冲启动的重要参数进行了定量计算 ,对比分析了试验结果与计算结果的一致性。说明该方法可方便地对包括许多管路、阀门和推力室的复杂系统进行动态性能分析 ,所得结果对于液体火箭发动机管路工程设计具有重要参考价值 相似文献
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考虑姿控发动机布局耦合影响的飞行器姿态控制方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
空间飞行器姿态控制系统是一个MIMO非线性系统,其姿控执行机构通常由若干个脉冲工作状态的发动机组成.为减轻发动机质量,有时会选用发动机个数较少的布局方案,从而导致三通道控制力矩相关,引起附加的耦合问题(下称布局耦合问题).针对这一问题,采取反馈线性化方法,直接以发动机推力作为控制输入,在最小范数的约束条件下,得到了姿态解耦控制,有效地解决了发动机布局耦合问题.仿真结果验证了该姿态解耦控制方法的正确性. 相似文献
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引言由于液体单元推进剂的供给系统、燃烧室结构,调节过程以及地面准备工作等均较液体双组元推进剂的简单,所以这种推进剂早已广泛地应用在导弹和飞机上。例如美国的海蛇地空导弹采用硝酸异丙酯作为辅助能沅,苏联的宇宙号第二级РД-119火箭发动机采用偏二甲肼作为驱动涡轮的工质,而目前大量的姿控发动机是采用无水肼作为主能沅。近几年来,液体单元推进剂的应用则又有了更进一步的发展,例如报导了美国研制成功一种用于海军水中兵器动力系统第二代的低成本单元推进剂, 相似文献
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“压力峰”几乎是所有姿控发动机在高真空条件下多次快速点火的共同特点,它往往导致燃烧室的破坏。 在R-4D姿控发动机的研制过程中,也曾遇到了一系列的点火超压和爆炸,为了弄清点火超压的原因,马夸特公司在R-4D的研制上花了很大的功夫,进行了一系列的高真空点火试验,发动机结构也经过一再更改,最后从理论上和实验上彻底解决了高空点火压力峰问题,获得了满意的点火特性,最终的压力曲线呈台阶状上升,几乎不出现峰值。 相似文献