“阿波罗”宇宙飞船的喷气控制系统

“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。     

“阿波罗”宇宙飞船的指挥服务舱与登月舱上升级的交会

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     

“阿波罗”姿控发动机系统

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。     

“阿波罗”宇宙飞船软着陆和制动发动机

用于保证“阿波罗”宇宙飞船的登月舱在月球表面软着陆的发动机的研制工作是在1963年6月开始的,鉴定试验大纲在1967年7月完成。研制这种发动机需要在液体火箭发动机的工艺、设计各个领域中作重要的努力。其中解决了发动机推力调节在大范围改变推力时自燃推进剂完善地混合和燃烧,以及在登月舱着陆时自毁的不冷却喷管裙的研制等问题。     

“阿波罗”指挥舱和指挥舱/登月舱飞行器推力矢量控制数字自动驾驶仪

“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。     

“阿波罗”姿控发动机系统

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。     

登月旅游舱数字自动驾驶仪的设计原理

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     

“阿波罗”宇宙飞船无平台惯性系统特性的测量和预报

在包括有陀螺稳定平台组成的稳定、控制和导引的主要系统的同时,“阿波罗”宇宙飞船的登月舱还备有应急的无平台惯性系统。此控制系统的研制开始于1964年。1969年3月在“阿波罗一9号”宇宙飞船飞行时,无平台惯性系统曾进行了考验。这次飞行是在未来的捷联式惯性导航系统设计道路上重要的一步。曾表演了无平台惯性系统的工作效能,并消除了对在飞行器机动时这种系统准确性的怀疑。在这次和以后几次的飞行中,证实了这种导航系统误差的分析方法和所运用的设计原理的正确性。     

宇宙的科学

自从宇宙时代开始以来,在短短的时期内人类不仅向其它行星发射了自动星际站,并踏上月球,而且还对宇宙科学进行了一次革命,这在整个人类历史上是无与伦比的。由于空间科学的发展所取得的巨大技术成就,对地球这颗行星及其相邻世界有了新的认识。 在用高空火箭和轨道飞行器研究宇宙以前,维持行星上生命存在的地球大气层曾经在很大程度上妨碍了对宇宙的研究。因为地球、太阳和行星之间相距甚远,而且到星体     

世界军工动态

日本H-2火箭发射卫星失败 1999年11月15日下午,日本宇宙开发事业团在鹿儿岛种子岛航天中心用H-2运载火箭发射“多功能输送卫星”(MTSAT)。在发射后4分钟,火箭第一级主发动机停机。由于担心火箭失控,在8分钟后地面控制人员发出引爆指令,使箭星俱毁。此时火箭的飞行高度为45千米。这次发射原计划在8月5日进行,由于火箭多次出现问题,致使发射推迟。1998年2月,由于H-2火箭第二级的发动机过早关机,致使COMETS试验通信卫星进入一条无用的轨道,成为空间垃圾。     

登月舱数字自动驾驶仪

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。     

使战机如虎添翼的推力矢量控制技术

推力矢量控制技术也称为推力转向技术。它是指改变发动机的喷气流喷射方向以控制飞行器运动的一种技术。这种技术早在40年代初已经使用,不过是用在火箭上,而不是飞机上。例如第二次世界大战后期德国轰炸英国伦敦的V-2火箭就已经在火箭喷口处装有可控折流片,利用喷气流的偏转来操纵火箭的飞     

空间飞行器姿态控制系统设计中的状态估算

在空间飞行器的数字式姿态控制系统设计中被控对象的状态估算（在阿波罗飞船中称为状态判断组合）是一个不可缺少的环节,本文所介绍的极简化的估算方法,既能满足设计要求又不会给计算机增加很大工作量,最后以阿波罗登月舱数字稳定系统中的状态判断组合为例作了具体的演算。     

NASA的重返月球之路

<正>3月26日,美国副总统迈克·彭斯在国家空间委员会第五次会议上表示,美国将在2024年前让美宇航员重返月球。彭斯还表示,为了在未来五年内让美国宇航员重返月球,美国政府将考虑所有可能的发射方案,不管是用NASA目前建造的从航天飞机演变而来的运载火箭(SpaceLaunchSystem,简称SLS),还是用来自私人太空公司的火箭来实现这一目标。SLS全称为SpaceLaunchSystem,是NASA的宇宙发射系统。按照NASA的官方介绍,这是一枚功能强大的先进火箭,适用于人类进行地球轨道以外     

防务

正俄研制全球最大运载火箭考察月球俄罗斯国家航天事务集团8月22日确认,该机构决定以苏联航天飞机所用的火箭技术改进现有火箭发动机,在今后5至7年间研制出近地轨道运载能力达160吨的超重型运载火箭,这将是全球最大的运载火箭。按照设想,俄未来的首批超重型火箭的运载能力将达120吨,进一步增强推力后能把160吨的载荷发射上近地轨道,为月球考察做准备。     

无平台惯性导航系统主要动态误差的研究

一、引 言 为了预测无平台惯性导航系统的工作精度,需要有为试验所证实的描述系统主要误差性质的分析关系式。运用这样的误差模型,可以给出总和误差每个分量的统计估值。总计飞行器轨迹所有各阶段的误差估值,可以得出系统在飞行中的合成误差。 汤姆森腊莫伍德里奇公司设计了一种无陀螺稳定平台的应急导航系统,这种系统曾应用于宇宙飞船“阿波罗”登月舱的最近几次载人飞行中。在研究这个系统时,对其精度也进行了估计。     

“阿波罗”登月舱的稳定数字系统

引 言 1964年,在“阿波罗”计划中采纳了重要的决定:全部控制工序的实行要借助于飞船上的数字计算机。应指出,在以前所有的载人宇宙飞行中是使用模拟控制系统。本文将论述登月舱控制系统的设计。控制系统最复杂的部分是数字稳定系统,因此,为了设计此系统需要发展新的方法。 本文的目的是研究在设计过程中出现的一些问题。在许多情况下,由于系统成本和研制时间的限制,使实际的控制系统与理论出现了差异。     

火箭发动机技术

火箭是现代文明社会高科技的象征。所谓火箭,是指用火箭发动机向后喷射高温高压燃气产生反作用力,以获得前进动力,向前运动的飞行器。运载火箭是其中的一种,还有军用火箭和导弹,以及气象火箭、地球物理火箭和生物火箭等民用火箭和烟火等。火箭发动机在火箭上的地位,有如心脏和心血管系统在人体中的地位。假如把火箭喻为人体,那么发动机就是火箭的心脏,是火箭的动力工厂。因此,火箭发动机技术是航天高技术的重要组成部分。一、基本概念火箭起源于中国,火箭发动机是我国劳动人民首先创造出来的。早在唐代初年(约在公元七世纪)火药就出现了。宋…     

R-4D双组元姿控发动机的研制(四)——空间点火特性

“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。     

潜射太阳帆航天器首发成功

奠斯科时间7月20日4时31分．在巴伦支海,俄罗斯从北方舰队的一艘“伯利索格勒布斯克”号核动力潜艇上用一枚经过改装的SS-18“波浪”型导弹,成功地进行了将名为“宇宙-1”号的航天飞行器(又称“宇宙-1”号低轨道卫星）发射升空的实验,这一航天飞行器是首次使用太阳帆作为太空飞行的动力装置。