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嫦娥三号推进系统在轨推进剂耗量计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
嫦娥三号推进系统推进剂剩余量是探测器每次变轨前需要确认的重要数据,液体推进剂剩余量计算误差会导致对嫦娥三号探测器质量估计错误,从而导致预期目标与变轨结果发生偏差,需要对轨道进行修正,导致在轨推进剂消耗量额外增大.因此,选择合理的在轨推进剂耗量计算方法是圆满完成嫦娥三号探测器飞行任务的保障。通过比较各种推进剂剩余量测量技术的测量精度、测量可靠性及使用成熟度,同时考虑嫦娥三号推进系统的实际产品配置情况和研制试验情况,嫦娥三号探测器在轨推进剂耗量计算采用加速度计法和薄记法进行综合估算.其中,轨道机动时主要采用加速度计法进行计算,其他时段主要采用薄记法进行计算。飞行试验数据分析表明,该方法有效且精度较高,可以推广应用于空间推进系统在轨推进剂耗量计算。 相似文献
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给出了一种利用高速摄影技术测量旋转条件下底排装药燃速的方法,其测量误差小于0.8%,并建立了燃速增大系数与径向加速度之间的函数关系。从实验得出,当径向加速度达到某一临界限值时才会出现旋转效应。 相似文献
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将微机电系统(MEMS)技术应用于微推进系统可以降低成本,减少风险,并可满足微型航天器对性能、体积和质量等的特殊要求。本文针对微电热推力器(FMMR)和微型双组元液体火箭发动机的技术方案进行研究,采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法,对影响FMMR工作特性的因素进行了研究,并对其进行了性能评估;应用商用FLUANT软件,计算并分析了二维喷管流场的附面层情况;对无毒液体推进剂进行点火试验选择。研究结果表明,对于FMMR当采用H2O作为推进剂工质,比冲为68.247s,推力为0.225mN,效率为52.6%。通过采取其它措施可以进一步提高比冲、推力和效率。对于微型双组元液体火箭发动机,采用醇类作燃料时,起动平稳、响应时间短。通过系统集成和一体化设计,微推进系统在未来微型航天器上具有广阔的应用前景。 相似文献
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从原理到一些技术关键问题,对信号增速系统进行了分析研究,并且介绍了信号增速系统如何具体实现增速的一种方法。另外,对系统作了定量的测试,得出该系统能进行大于100倍的信号增速,并已在正式试验中投入使用,信号的幅度、频率误差均小于0.5%。该系统为外场高空高速试验搬到地面模拟提供一种良好的途径,具有明显的实用价值。 相似文献
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介绍了对空中多目标进行遥、外测量的一种全新方案,该方案利用GPS系统、"倒GPS"测量方法对多目标进行综合测量,它的特点是遥外测合一。研究表明,该系统定位精度10~25m,测量精度小于0.08m/s,可以在空中多目标测量中得到应用。 相似文献
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燃气舵的舵间气动干扰分析 总被引:3,自引:0,他引:3
固体发动机地面试验燃气舵测力试验数据与习惯上的单独舵风洞测力试验存在着差异,多舵风洞测力试验表明:当喷流出口静压小于环境压力(p<1。0)燃气舵的气动性能重现了地面试验的结果,(p>1.0);与单独舵的风洞试验结果相接近。分析得出p<1.0时燃气舵气动性能变差的原因是多舵使超音速喷流受堵,气流分离之故。 相似文献
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简要介绍了一种高压燃速声发射测试方法的原理,测试系统及其技术参数。在3-20MPa下进行了不同燃速的测定,结果表明,该系统测试相对误差小于0.9%。 相似文献
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电推进系统工质氙气充装特性试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
文章介绍了卫星电推进系统工质氙气充装特性试验系统及测试方法,开展了氙气充装饱和蒸气压,气相及超临界状态PVT充装特性试验研究,建立了新的氙气饱和蒸气压方程,拟合得到了氙气的临界压力,并与其他研究机构的试验数据进行了比较分析。氙气饱和蒸气压试验结果与NIST方程计算值的相对偏差小于0.2%,发现并验证了NIST方程计算值在近临界区的偏差最高达到6 kPa。试验数据为建立氙气充装加注预估模型奠定基础,为卫星电推进系统充装加注及在轨应用提供重要的参考。 相似文献
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美国AEHF军事通信卫星推进系统及其在首发星上的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
美国先进极高频(AEHF)项目将采用4颗运行于地球同步轨道(GEO)的AE—HF军事通信卫星。AEHF卫星的推进系统由远地点发动机、姿态控制发动机组和双模式霍尔电推进子系统组成。首发星AEHF-1是世界上首个采用霍尔电推进系统执行发射后轨道提升任夯的GEO卫星。AEHF-1卫星星箭分离后,远地点发动机未能正常工作,因此... 相似文献
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电推进系统空间试验技术研究 总被引:1,自引:1,他引:0
电推进系统的相容性、空间推力/比冲等是空间应用关注的重要性能指标。根据电推进系统未来空间试验技术发展趋势,调研了国内外离子、霍尔电推进系统的推力、电磁兼容性、对卫星的污染等空间试验情况,结合我国电推进系统首次开展空间试验现状、电推进系统的布局,以及星上配备的卫星污染与电位监测器,对空间环境条件下卫星的污染、电推进自身及卫星设备的电磁兼容性、空间推力标定方法、推进剂剩余量分析方法等进行了研究。通过电推进系统在轨连续试验、电推进羽流影响等分析,得到电推进对卫星周围污染情况、电推进与卫星平台的电磁兼容性等在轨性能参数,可为全面评价电推进系统技术、科学制定电推进空间试验计划及电推进空间应用提供依据。 相似文献
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地球轨道卫星电推进变轨控制方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对地球同步轨道(GEO)卫星,采用电推进系统完成转移轨道变轨。采用基于Lyapunov函数的反馈控制方法确定时间最短变轨策略。首先在开普勒模型下研究变轨过程,然后在开普勒模型的基础上考虑地球J2项摄动和地球阴影,最后在全引力模型下研究变轨过程,即在开普勒模型的基础上考虑地球非球形引力摄动、日月第三体引力摄动、太阳光压摄动和地球阴影。仿真结果显示在变轨过程中摄动项不可忽略,除地球J2项摄动外还应该考虑日月第三体引力摄动和太阳光压摄动。对比上述三组仿真结果,发现考虑摄动后轨道转移时间的增加比燃料消耗的增加更为明显。数值仿真结果表明本文研究对未来的全电推进任务具有良好的通用性和应用参考价值。 相似文献
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Les Johnson Mark Whorton Andy Heaton Robin Pinson Greg Laue Charles Adams 《Acta Astronautica》2011,68(5-6):571-575
In the early to mid-2000s, NASA made substantial progress in the development of solar sail propulsion systems. Solar sail propulsion uses the solar radiation pressure exerted by the momentum transfer of reflected photons to generate a net force on a spacecraft. To date, solar sail propulsion systems were designed for large robotic spacecraft. Recently, however, NASA has been investigating the application of solar sails for small satellite propulsion. The NanoSail-D is a subscale solar sail system designed for possible small spacecraft applications. The NanoSail-D mission flew on board the ill-fated Falcon Rocket launched August 2, 2008, and due to the failure of that rocket, never achieved orbit. The NanoSail-D flight spare is ready for flight and a suitable launch arrangement is being actively pursued. This paper will present an introduction solar sail propulsion systems and an overview of the NanoSail-D spacecraft. 相似文献