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《现代防御技术》1974,(Z2)
在宇航员完成在月面逗留之后,按照“阿波罗”计划考虑有登月舱的机动上升级与指挥服务舱的交会和对接。登月舱的上升级具有交会雷达,它是用于获得导引系统的输入参数,并用来监视和与应急导引系统一起工作。当出现需要保证援救登月舱上升级时,指挥服务舱必须变为可机动的宇宙飞行器。指挥服务舱的导引系统装有28倍放大率的六分仪,以及用于对接的,沿各固联轴定向的,刻有瞄准线的准直仪。利用登月舱上升级的光学瞄准来校正存储于宇航员舱的计算器内的相对位置向量。 “双子星座”计划的飞行试验表明,对于交会阶段而言,目标的亮度、飞行相位角和在末端由宇航员监视导引和减速过程在确定飞行器的控制性和交会所需要的推进剂裕量时是重要的。为了研究这些问题曾进行了在“阿波罗”船员舱内具有宇航员参加的相似——数字模拟试验,此时过渡的中心相位角为140°。特别研究了在宇宙飞行器位移加速度、相对位置向量信息的误差和在变化目标——追踪器高度差时为了交会所需的推进剂量之间的关系。 结论是在上述准则和对宇航员负担两种交会方案工作量的基础上确定的。在第一情况中,一位宇航员位于指挥服务舱内,并控制与登月舱上升级交会,而在第二种情况中,由3名宇航员在近地轨道上来实现与连接有登月舱的《土星——5 相似文献
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根据阿波罗登月过程的要求,以及考虑到各个飞行阶段的工作特点,登月舱,服务舱及指挥舱分别都有各自完全独立的姿控发动机系统,其工作原理分别示于图(1),(2),(3),(6),(7)。 三个舱的姿控发动机系统工作原理以及所采用的元件十分相似,下面仅着重对登月舱姿控发动机系统进行介绍。 相似文献
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《现代防御技术》1974,(Z1)
登月舱数字自动驾驶仪是第一代数字控制系统,这种系统用一般的模拟式自动驾驶仪的设计方法很难设计成功。控制综合问题包括姿态状态判断器的设计,喷气控制系统的控制规律和主发动机推力向量的控制规律。姿态状态判断器,根据对飞行器姿态的测量和假定的控制响应,得出飞行器的角速度和角加速度。没有采用速率陀螺。喷气控制系统的控制规律在其相平面逻辑中应用抛物线开关曲线,从而能以最少的喷咀点火次数获得快速响应。各种极限参数适用于不同的飞行条件。采用非正交轴的特定设置,消除了喷气控制系统控制的响应在飞行器各轴之间的相互影响。三阶最小时间控制规律,用于通过起动工作的下降发动机对飞行器的姿态进行控制。在飞行中的性能本文也作了介绍。 相似文献
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《现代防御技术》1974,(Z2)
说 明 本报告是DSR设计55-238的一部分。它是与NASA的载人宇宙飞船中心签定的合同NAS9-4065进行工作的。 本报告并不包括NASA认为不许可公布的部分内容。因此,仅涉及到设计思想的变化和意图。 摘 要 在本文中介绍了“阿波罗”的登月舱数字自动驾驶仪的设计原理。应用这些原理将使喷气控制系统喷嘴的起动次数最少,因而使喷气控制系统具有最大的可靠性和最小消耗燃料。惯性测量组合测量的平台角度将由最佳递推线性滤波器来处理,从而获得飞行器的定向角,飞行器的角速度和由于主发动机系统产生的飞行器扰动加速度。此滤波器的输出将指出飞行器在角度一角速度相平面上的位置,以及描绘飞行器运动的抛物线段的轨迹。用起动喷气控制 相似文献
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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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《现代防御技术》1974,(Z1)
“阿波罗”飞船数字计算机的设计程序是:当位置和速度坐标增值(相对估计值)超过某定值时,宇航员开始注意计算机工作过程,并将需要大修正量的坏原始参数取掉。问题在于,什么样的修正量可以认为是合理的或不合理的。 在登月舱和指挥舱计算机内为了对观测(测量)加工,远用卡尔曼滤波器(指示K)以保证改善飞船状态可变向量估计值(以P表示)。 当登月舱和指挥舱相遇时,进行无线电测距及其改变速率,并测量圆锥角和转动角。指挥舱计算机借助六分仪测出的距离、圆锥角和转动角值改善状态向量估计值。计算机的信息由卡尔曼滤波器加工。当线性模型适用时卡尔曼滤波器的估算结果与最小二乘法(以WLS表示)的结果相同。这一点将在下节证明。 相似文献
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近十年来,为了制造卫星定向,研制了各种小推力发动机(ДMT),已经成功的一系列有前途的小推力发动机具有很高的推力比冲,它不但能控制卫星的位置,而且还能用于校正轨道诸参数。因此,便产生了一个非常有意义的问题——研制一种控制系统,它使用同样的ДMT,一面校正轨道,一面保证卫星稳定,本文主要探讨卫星在宇宙完成相应的机动时,所必需的速度增量,为此目的,还比较了各种类型的ДMT。 相似文献
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《现代防御技术》1974,(Z1)
“阿波罗”指挥舱和指挥舱/登月舱飞行器推力矢量控制用的数字自动驾驶仪是由麻省理工学院仪表试验室研制的,这个飞行器的俯仰和偏航是通过将火箭发动机安装在常平架上的办法来控制,而飞行器的横滚则通过点燃控制系统的喷气发动机来控制。 喷气发动机点火用的较简单的相平面开关逻辑线路可以控制飞行器的横滚。但是,对俯仰和偏航的控制,由于飞行器的弹性振动,燃料的晃动,推力不重合以及控制回路的交联影响等一系列问题,需要更精心的设计。 本文阐述了用于研制俯仰和偏航自动驾驶仪的设计途径和分析方法。这种设计具有很多重要的特点,如由宇宙航行员控制的高-低带宽工作状态,时变增益,多种取样速率,用可清除系数实现滤波的广义滤波器,推力不重合校正回路以及双增益控制回路。 本文还说明了这些自动驾驶仪的工作特点和实现方法,并分析了它们的稳定性和控制特性。 相似文献
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针对绕月运行轨道建立月球阴影区域与地球阴影区域的数学模型,给出了卫星是否处于阴影区域的判据;利用黄金分割法搜索出了阴影区域的边界值。将禁忌搜索算法嵌入遗传算法中并结合具体案例,搜索出了阴影时长最短的最优目标轨道。所给出的绕月轨道阴影区域模型简单且能够满足工程精度需求,可用于星上自主预报算法;所给出的嵌入式遗传算法能有效避免陷入局部最优并快速收敛。 相似文献
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现有的小行星探测交会轨道研究多集中于二脉冲最优燃料研究,本文则研究了小行星探测多脉冲交会轨道多目标优化问题.基于Lambert交会算法建立了包含地球逃逸轨道和日心转移轨道的多脉冲交会轨道优化模型,以燃料消耗最小和转移时间最短为两个优化目标函数.采用一类典型的多目标进化算法——NSGA -Ⅱ用于Pareto最优解的确定.... 相似文献
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为充分利用月球探测任务完成后的探测器,提出控制其从环绕月球或地球的轨道出发开展多个小天体飞越探测拓展任务。结合月球探测任务完成后的探测器飞行状态,重点分析了逃逸月球或地球的能量需求,以及小天体飞越探测的其他必要条件,如小天体亮度、星载设备能力约束等。研究了小天体目标确定和转移轨道设计方法,针对小天体目标众多引起的搜索空间和计算量大、多目标序列优化复杂等问题,设计了小天体目标多层择优搜索算法。以嫦娥五号为例,搜索得到了多个可行的小天体飞越探测方案,结果表明在给定约束下可以交会最多5个小天体,包括尺寸较大的小行星12923。研究结论可直接用于嫦娥五号拓展任务,并为后续月球和小天体探测任务提供有益参考和借鉴。 相似文献
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