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第三代猛禽发动机分析及全流量补燃循环发动机起动特性
1
作者 朱平平 周闯 +2 位作者 王铁岩 熊天赐 俞南嘉 《宇航总体技术》 2025年第3期26-32,共7页
第三代猛禽发动机是美国太空探索技术公司最新、最先进版本的液体火箭发动机。它在推力、比冲、推重比等核心指标取得了长足进步,而其生产成本却实现了大幅下降。通过分析,第三代猛禽发动机进行了巨大改进,其主要创新在于内化流道设计... 第三代猛禽发动机是美国太空探索技术公司最新、最先进版本的液体火箭发动机。它在推力、比冲、推重比等核心指标取得了长足进步,而其生产成本却实现了大幅下降。通过分析,第三代猛禽发动机进行了巨大改进,其主要创新在于内化流道设计、取消外部隔热罩、采用先进材料提高结构强度等。针对世界首型经过飞行试验的全流量补燃循环方式发动机,利用系统动态特性仿真平台分析了系统起动工作特性,发现在预燃室点火后,双预燃室的压力均会迅速升高,涡轮压比降低,涡轮输出功率下降,从而使得双泵的出口压力和转速存在下降的过程。在燃烧室点火后,燃料涡轮和氧化剂涡轮的压比变化不同,从而使混合比发生偏离。本研究深化了对全流量补燃循环方式发动机的认识。 展开更多
关键词 猛禽发动机 起动特性 燃烧室压力 涡轮泵
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泵入口参数对全流量补燃循环发动机动态特性影响研究 被引量：1
2
作者 王珏 周闯 +2 位作者 朱平平 俞南嘉 蔡国飙 《宇航总体技术》 2024年第4期31-42,共12页
全流量补燃循环发动机性能高,并具备便于重复使用的优势,是未来重复使用运载器的最佳选择之一。在液体火箭发动机启动过程中,泵入口推进剂的压力和温度变化会对全流量补燃循环发动机动力系统的启动特性造成一定的影响。为分析其影响规律... 全流量补燃循环发动机性能高,并具备便于重复使用的优势,是未来重复使用运载器的最佳选择之一。在液体火箭发动机启动过程中,泵入口推进剂的压力和温度变化会对全流量补燃循环发动机动力系统的启动特性造成一定的影响。为分析其影响规律,建立了涡轮泵、预燃室、推力室、两相流和混合气体组件等动力学模型并进行求解。结果表明,随着燃料泵入口压力升高或氧化剂泵入口压力降低,涡轮泵系统参数的波动将会逐渐增大,甲烷温度和液氧温度所产生的影响要强于甲烷压力和液氧压力,而液氧的影响则强于甲烷。为动力系统中泵入口推进剂状态参数控制提供了一定的指导。 展开更多
关键词 火箭发动机 启动特性 敏感度 泵入口压力
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低温液体火箭发动机自然循环预冷过程研究
3
作者 刘雪超 何建华 +5 位作者 韩旺 于浩 常志鹏 孙宪栋 曹冕 赵志浩 《载人航天》 北大核心 2025年第3期419-426,共8页
针对目前低温液体火箭发动机自然循环预冷过程中管道内部流场流动特性认识不足的问题,采用计算流体力学技术对自然循环预冷过程进行了二维瞬态数值模拟,并提出了一种提升自然循环流量的方法。结果表明:增压和增大回流管保温层厚度均会... 针对目前低温液体火箭发动机自然循环预冷过程中管道内部流场流动特性认识不足的问题,采用计算流体力学技术对自然循环预冷过程进行了二维瞬态数值模拟,并提出了一种提升自然循环流量的方法。结果表明:增压和增大回流管保温层厚度均会降低自然循环流量;循环流量较小时,输送管内会产生对流流动造成循环流量发生较大波动;在回流管处设置一段盲管可以增大自然循环流量,提升预冷效果。在建立的计算模型下,盲管不包覆保温材料时,循环流量提升高达63%。 展开更多
关键词 低温液体火箭 发动机预冷 自然循环 两相流 盲管
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复杂结构低温涡轮泵预冷特性集总参数仿真研究
4
作者 秦毅 李耀阳 +2 位作者 李卓伦 刘刚毅 王磊 《西安交通大学学报》 北大核心 2025年第11期177-186,共10页
为实现火箭发动机低温涡轮泵预冷特性与规律的定量预测,解决AMESim软件无法准确预测预冷两相传热的技术挑战,开展了液氧涡轮泵预冷的集总参数仿真研究。首先,采用热容等效方法将涡轮泵复杂结构简化为环状管流模型,实现了涡轮泵壳与芯体... 为实现火箭发动机低温涡轮泵预冷特性与规律的定量预测,解决AMESim软件无法准确预测预冷两相传热的技术挑战,开展了液氧涡轮泵预冷的集总参数仿真研究。首先,采用热容等效方法将涡轮泵复杂结构简化为环状管流模型,实现了涡轮泵壳与芯体同步预冷求解;然后,将低温预冷两相流型判定与沸腾传热模型植入AMESim软件,建立了涡轮泵预冷多节点集总参数预测模型;最后,采用该预冷模型对复杂液氧涡轮泵预冷规律开展了变工况预示。结果表明:所建立低温预冷集总参数模型在预测预冷耗时时最大误差小于6.0%;液氧涡轮泵芯体预冷时间为壳体耗时的3.7%,因此泵壳预冷耗时决定了涡轮泵整体预冷进程;提高入口压力有利于强化流体与结构体间的传热速率,实现快速预冷,但会增加预冷过程液体消耗量。所建立的AMESim预冷模型为研究火箭低温发动机规律提供了一种新的方法选择。 展开更多
关键词 涡轮泵 低温预冷 集总参数仿真 沸腾传热
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圆环筒贮箱液体绕横轴的有效转动惯量
5
作者 马斌捷 王丽霞 +2 位作者 马敬鑫 周畅 王竞男 《强度与环境》 CSCD 2024年第4期10-16,共7页
航天器贮箱内液体绕横轴和纵轴的有效转动惯量参数是飞行控制系统仿真分析的重要基础,本文分析整理了航天器圆环筒形平底贮箱内液体的有效转动惯量计算方法,依据自由液面平底圆环筒贮箱平动和绕质心横向转动激励下的液体晃动力与力矩的... 航天器贮箱内液体绕横轴和纵轴的有效转动惯量参数是飞行控制系统仿真分析的重要基础,本文分析整理了航天器圆环筒形平底贮箱内液体的有效转动惯量计算方法,依据自由液面平底圆环筒贮箱平动和绕质心横向转动激励下的液体晃动力与力矩的解析表达式,推导了激励频率趋于无限大时,液体平动晃动合力作用点所在位置和绕质心的有效转动惯量表达式,并在平底圆筒条件下利用移轴定理,验证了与液体惯性中心所在位置和绕惯性中心有效转动惯量的一致性。分析了贮箱深度和内、外径比对液体转动惯量的影响规律,补充完善了液体转动晃动特性的理论分析成果。 展开更多
关键词 液体晃动 圆环筒贮箱 惯性中心 转动惯量
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长征六号丙运载火箭特点及技术创新 被引量：5
6
作者 丁秀峰 余延生 +2 位作者 陈中强 王文彬 胡存明 《上海航天（中英文）》 CSCD 2024年第5期24-34,共11页
长征六号丙(LM-6C)运载火箭是长征六号改系列型谱中单芯级两级全液氧煤油火箭,满足太阳同步轨道2 t级运载能力区间发射需求。作为后续新一代长征系列运载火箭的主力构型之一,长征六号丙运载火箭在缩短研制周期,提高飞行可靠性和任务适应... 长征六号丙(LM-6C)运载火箭是长征六号改系列型谱中单芯级两级全液氧煤油火箭,满足太阳同步轨道2 t级运载能力区间发射需求。作为后续新一代长征系列运载火箭的主力构型之一,长征六号丙运载火箭在缩短研制周期,提高飞行可靠性和任务适应性,简化发射场操作,提升火箭性价比和履约能力等方面,进行了技术及研制流程的创新,突破了以两级无尾翼火箭总体构型优化、2.9 m直径大温差泡沫夹层共底、任务适应性强的高可靠数字增压技术、自适应增广控制等为代表的多项关键技术。本文对长征六号丙运载火箭的研制背景及历程、特点及技术创新等进行了综述,并提出了后续发展方向。 展开更多
关键词 长征六号丙(LM-6C) 运载火箭 特点 技术创新 后续发展
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数据驱动的液体火箭发动机健康监测算法研究
7
作者 刘梓琰 吴毅伟 +3 位作者 王冠 李璨 王姝淇 陈海宝 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期182-191,共10页
针对火箭发动机氧涡轮转子轴盘根部断裂、轴盘接合处裂纹等故障难以识别定位的问题,基于某型液体火箭发动机测试数据,构建机器学习、数据分析等方法,绕过其内部复杂物理机理,从数据层面对氧涡轮泵进行故障检测与模式判别。对于故障检测... 针对火箭发动机氧涡轮转子轴盘根部断裂、轴盘接合处裂纹等故障难以识别定位的问题,基于某型液体火箭发动机测试数据,构建机器学习、数据分析等方法,绕过其内部复杂物理机理,从数据层面对氧涡轮泵进行故障检测与模式判别。对于故障检测,提出了两种分别适用于速变数据与缓变数据的故障检测算法,两种算法能够处理多种工况下的火箭发动机数据,经检验,这两种算法都具有较高的准确率,分别为84.2%、94.9%。针对故障模式判别,给出了一种基于滑动窗口的聚类算法,可以实现不同故障模式的区分,其中针对两种故障模式的识别准确率分别达到了86.2%、95.5%,并且给出了两种故障模式对应的振动数据异常频率区间,这可为相关研究人员提供与故障有关的有用线索。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 数据驱动 故障检测 健康监测
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并联式液体运载火箭交叉输送仿真与控制研究 被引量：1
8
作者 魏宇祺 魏祥庚 +2 位作者 赵骁 董译洹 王白岩 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期29-40,共12页
为加快交叉输送技术在新一代大型液体运载火箭上的应用,基于现役的长征七号运载火箭,采用交叉输送方案对其起飞级进行了重新设计与论证,并通过Modelica语言搭建了起飞级交叉输送模型。考虑全飞行任务中的过载变化,对交叉输送的稳态和瞬... 为加快交叉输送技术在新一代大型液体运载火箭上的应用,基于现役的长征七号运载火箭,采用交叉输送方案对其起飞级进行了重新设计与论证,并通过Modelica语言搭建了起飞级交叉输送模型。考虑全飞行任务中的过载变化,对交叉输送的稳态和瞬态过程进行了仿真,对交叉输送的控制方案进行了设计并对其非正常工况下的调节能力进行了验证。仿真与计算结果表明:长征七号运载火箭在进行交叉输送方案设计时需要优先考虑较轻的助推级贮箱结构质量;采用管路-管路型交叉输送方案并搭配基于压力差的闭环控制方案能够满足全飞行过程的工作需求,在初始液位1 m偏差的情况下50 s内可达到动态平衡,在一台助推级与一台芯级发动机先后关机的情况下,可保证分离时刻液氧贮箱液位偏差不超过0.9%,煤油贮箱不超过0.5%;分离时刻建议先打开芯级隔离阀再关闭交叉隔离阀,并适当延长阀门动作时间以减小水击压力。 展开更多
关键词 液体运载火箭 推进剂供应系统 增压输送系统 交叉输送 系统仿真
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无扰载荷航天器相对运动动力学建模 被引量：8
9
作者 孔宪仁 武晨 +1 位作者 刘源 李海勤 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第11期1139-1146,共8页
为满足无扰载荷(DFP)航天器中非接触式作动器对有效载荷模块(PM)与支持模块(SM)之间相对运动的要求,本文建立了PM与SM之间的六自由度相对运动动力学模型。考虑立方构型DFP接口,分析了作用于PM与SM的力和力矩。考虑DFP航天器相对运动控... 为满足无扰载荷(DFP)航天器中非接触式作动器对有效载荷模块(PM)与支持模块(SM)之间相对运动的要求,本文建立了PM与SM之间的六自由度相对运动动力学模型。考虑立方构型DFP接口,分析了作用于PM与SM的力和力矩。考虑DFP航天器相对运动控制的特殊性,建立了SM相对PM的相对姿态动力学模型和PM相对SM的相对平动动力学模型,然后采用比例微分(PD)控制方法设计了DFP航天器的控制系统。数值仿真结果表明,定向状态或姿态机动过程PM与SM六自由度相对运动均满足非接触式作动器作用范围的要求,既可保证PM与SM无机械接触,又可实现对PM精确定向和姿态机动,说明六自由度相对运动动力学建模对研究DFP航天器具有重要意义。 展开更多
关键词 无扰载荷(DFP)航天器 超高指向精度 立方构型DFP接口 相对运动动力学模型
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基于滑动多项式表示弹道的测速定轨算法 被引量：5
10
作者 刘也 朱炬波 +1 位作者 胡增辉 刘吉英 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2008年第2期74-76,共3页
针对全测速体制下现有弹道估计方法实时处理能力的不足,提出了基于滑动多项式表示弹道的测速定轨算法.详细推导了算法过程,讨论了迭代初值、窗口宽度和弹道拼接等关键技术,利用仿真实验对算法性能进行了综合验证.该新算法利用了弹道光... 针对全测速体制下现有弹道估计方法实时处理能力的不足,提出了基于滑动多项式表示弹道的测速定轨算法.详细推导了算法过程,讨论了迭代初值、窗口宽度和弹道拼接等关键技术,利用仿真实验对算法性能进行了综合验证.该新算法利用了弹道光滑特性和求导匹配特性,可以增强数据冗余,提高解算精度;短时窗口的采用降低了算法的复杂度,减缓了解算滞后问题. 展开更多
关键词 多项式 滑动窗口 弹道拼接 测速定轨
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测速定轨中的递推样条滤波算法 被引量：6
11
作者 刘也 时信华 +1 位作者 朱炬波 梁甸农 《信号处理》 CSCD 北大核心 2010年第1期65-68,共4页
针对传统方法在全测速体制下实时处理能力不足,建立了基于递推样条模型的实时滤波算法。算法通过提高测量信息利用率,迭代更新模型参数以快速适应弹道的时变特性。仿真和实测数据的计算结果表明,算法鲁棒性较好,在平稳段落精度优于其它... 针对传统方法在全测速体制下实时处理能力不足,建立了基于递推样条模型的实时滤波算法。算法通过提高测量信息利用率,迭代更新模型参数以快速适应弹道的时变特性。仿真和实测数据的计算结果表明,算法鲁棒性较好,在平稳段落精度优于其它方法。算法就全测速体制的主动段弹道估计问题展开,但其原理具有一定的普适性。 展开更多
关键词 递推样条模型 测速定轨 实时滤波
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双燃烧室冲压发动机亚燃模块进气道非设计点工作特性 被引量：5
12
作者 谭慧俊 郭荣伟 李光胜 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期20-27,共8页
对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性。实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为:总压恢复系数0.425... 对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性。实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为:总压恢复系数0.425,出口截面平均马赫数0.519,可承受反压为自由流静压的56.52倍,而马赫数5的相应临界性能参数则分别为0.240,0.486和125.94。非设计状态下,该进气道的流量系数下降显著,马赫数5时的流量系数为0.813,马赫数4时则进一步下降至0.593,为此对高超声速进气道非设点综合性能的改善迫在眉睫。另外,该进气道在马赫数4时具有再起动能力。 展开更多
关键词 高超声速进气道 双燃烧室发动机 非设计点 再起动
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太阳帆参数对稳定性的影响 被引量：7
13
作者 龚胜平 李俊峰 宝音贺西 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期772-777,共6页
太阳帆的轨道和姿态控制是太阳帆研究的重要领域。在同时考虑太阳帆轨道和姿态的情况下,研究了太阳帆在悬浮轨道的被动稳定飞行问题。通过设计帆的面积和支撑有效载荷杆的长度,使太阳帆在轨被动稳定飞行,主要研究了两个参数对太阳帆稳... 太阳帆的轨道和姿态控制是太阳帆研究的重要领域。在同时考虑太阳帆轨道和姿态的情况下,研究了太阳帆在悬浮轨道的被动稳定飞行问题。通过设计帆的面积和支撑有效载荷杆的长度,使太阳帆在轨被动稳定飞行,主要研究了两个参数对太阳帆稳定性的影响。研究结果表明,太阳帆的面积对帆的稳定性影响较大,面积较小时太阳帆总能被动稳定。杆的长度对帆的稳定性影响不大,给定杆的长度,通过设计太阳帆的面积总能使太阳帆被动稳定。 展开更多
关键词 太阳帆 悬浮轨道 被动稳定
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火箭发动机涡轮泵端面密封性能稳定性研究 被引量：5
14
作者 白东安 段增斌 张翠儒 《载人航天》 CSCD 2010年第1期26-30,36,共6页
对一种发动机密封性能检查中出现的氧化剂泵端面密封泄漏率严重超标现象进行了深入分析以及模拟试验验证,提出了涡轮泵装配环节控制端面密封性能稳定性的措施,并进行了发动机热试车验证。
关键词 涡轮泵 端面密封 密封性能 稳定性研究
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运载火箭动力系统突发性故障检测与辨识 被引量：7
15
作者 胡峰 温熙森 《航天控制》 CSCD 北大核心 2001年第4期59-64,共6页
航天是一个高风险的领域 ,一次不成功的发射试验可能带来的经济损失动辄上亿元 ,甚至会出现灾难性后果。因此 ,故障诊断技术在航天工程领域具有极端的重要性和明显的工程价值。本文以运载火箭动力系统突发性故障为研究对象 ,采用解析冗... 航天是一个高风险的领域 ,一次不成功的发射试验可能带来的经济损失动辄上亿元 ,甚至会出现灾难性后果。因此 ,故障诊断技术在航天工程领域具有极端的重要性和明显的工程价值。本文以运载火箭动力系统突发性故障为研究对象 ,采用解析冗余方法 ,建立了分别适用于脉冲型故障和阶跃型故障的检测方法 。 展开更多
关键词 故障检测 故障诊断 动力系统 运载火箭
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重型运载火箭动力系统分析 被引量：5
16
作者 李湘宁 刘宇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期180-186,共7页
讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方... 讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案.提出了一套重型火箭动力系统,建立了一个运载火箭系列,并对其运载能力进行了计算.经综合分析,提出登月火箭可采用8 m直径的三级半结构,助推级、第一级和第二级均为推力5 000 kN量级富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机,第三级为2台50 t氢氧发动机. 展开更多
关键词 重型火箭 液体火箭发动机 液氧/烃类推进剂
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烧蚀模式激光推进的机理和应用探索 被引量：13
17
作者 唐志平 《中国科学技术大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2007年第10期1300-1305,共6页
激光推进是一种全新的驱动概念,在未来航天领域具有重要的应用前景.介绍了我们采用凝聚态工质的"火箭烧蚀模式"激光推进方面的最新研究进展,包括烧蚀模式激光推进的机理、激光水推进、激光微推力器模型以及分离式全方位接收... 激光推进是一种全新的驱动概念,在未来航天领域具有重要的应用前景.介绍了我们采用凝聚态工质的"火箭烧蚀模式"激光推进方面的最新研究进展,包括烧蚀模式激光推进的机理、激光水推进、激光微推力器模型以及分离式全方位接收激光推力器概念,目的在于探索烧蚀模式激光推进的机理、规律和可能应用. 展开更多
关键词 激光推进 烧蚀模式 激光水推进 激光微推进 激光推力器
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液态甲烷管道预冷过程的仿真研究 被引量：1
18
作者 陈玉 孙得川 曾卓雄 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期244-250,共7页
低温推进剂液体火箭发动机在推进剂加注时需要进行管道预冷以避免推进剂气化。为揭示管路预冷过程中低温流体的两相流动特性,针对小型液氧/甲烷发动机液态甲烷管道的预冷过程进行了研究。采用Lee蒸发模型,模拟并分析了不同入口流量下的... 低温推进剂液体火箭发动机在推进剂加注时需要进行管道预冷以避免推进剂气化。为揭示管路预冷过程中低温流体的两相流动特性,针对小型液氧/甲烷发动机液态甲烷管道的预冷过程进行了研究。采用Lee蒸发模型,模拟并分析了不同入口流量下的湍流传热过程,得到了管道预冷过程中甲烷的体积分数、温度、压力和速度的变化规律。结果表明:在管道预冷过程中,液态甲烷会发生闪蒸现象,甲烷的温度和压力的变化是影响闪蒸的主要因素;在低流量时,预冷时间与质量流量呈负相关,当质量流量增大到一定程度后,预冷时间趋于稳定值。研究结果可预示容许时间内的最优预冷流量,对提高预冷效率和改进低温推进剂加注过程具有指导作用。 展开更多
关键词 液态甲烷 预冷过程 相变 Lee模型 闪蒸
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纤维缠绕复合材料压力容器多型封头对比分析 被引量：2
19
作者 蔡强 赵晓宁 +3 位作者 李新田 淡林鹏 蒲晓航 黄慧慧 《火箭推进》 CAS 2020年第6期90-96,共7页
纤维缠绕复合材料容器在航天领域得到广泛应用,为满足复材容器快速方案设计需求,对比分析了缠绕线型和封头子午线类型对复材容器性能的影响,通过建立简化的复材容器几何参数模型,基于成熟可靠的网格理论和测地线理论,详细推导了螺旋缠... 纤维缠绕复合材料容器在航天领域得到广泛应用,为满足复材容器快速方案设计需求,对比分析了缠绕线型和封头子午线类型对复材容器性能的影响,通过建立简化的复材容器几何参数模型,基于成熟可靠的网格理论和测地线理论,详细推导了螺旋缠绕封头、螺旋缠绕椭球封头、平面缠绕封头和平面缠绕椭球封头等4种封头的控制方程。对应每种封头,均进行实例计算以验证设计方法的正确性,结果表明:相同纤维缠绕线型的子午线、缠绕角、壁厚、纤维应力以及综合性能参数等设计结果相似,推荐采用螺旋缠绕椭球封头或平面缠绕椭球封头以避免子午线曲率拐点,同时有利于加工制造。 展开更多
关键词 复合材料 压力容器 封头 网格理论 测地线理论
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单框架控制力矩陀螺部分失效时的空间站姿态机动方法 被引量：1
20
作者 赵乾 唐国金 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期54-60,共7页
对金字塔构型单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的失效特性进行分析。结合SGCMG部分失效的特点,构建运用Legendre伪谱法的重规划姿态机动路径求解方法。考虑SGCMG失效情况的不可预测性,设计自适应操纵律,该操纵律可以根据指令力矩与输出力矩的... 对金字塔构型单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的失效特性进行分析。结合SGCMG部分失效的特点,构建运用Legendre伪谱法的重规划姿态机动路径求解方法。考虑SGCMG失效情况的不可预测性,设计自适应操纵律,该操纵律可以根据指令力矩与输出力矩的偏差对SGCMG的失效情况进行诊断,从而调节操纵律的内部参数,实现失效情况操纵律的自适应调节。仿真结果表明,采用姿态机动路径重规划算法与自适应操纵律,在控制力矩陀螺部分失效的情况下,仍可以实现空间站的大角度姿态机动。姿态机动方法可以有效应对空间站大角度姿态机动过程中可能出现的SGCMG部分失效情况,从而提高空间站姿态机动任务的安全性与可靠性。 展开更多
关键词 姿态机动 控制力矩陀螺 路径规划 操纵律
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