嫦娥四号探测器推进系统设计特点与验证

嫦娥四号探测器推进系统在充分继承嫦娥三号探测器的技术方案基础上,在发动机精确控制和高精度变推力、轨道控制管路超压管理、月面高可靠推进剂钝化、气瓶在轨提高裕度和发动机量化极性测试方面进行了优化设计,并通过了地面试验和在轨飞行试验的充分验证。结果表明:嫦娥四号探测器推进系统完成了在轨飞行全部姿态控制和轨道控制任务,取得的发动机推力精确控制和高精度变推力等技术成果可应用于其他探测器。     

嫦娥三号推进系统在轨推进剂耗量计算方法

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。     

液体推进剂的新型加注方法

常规液体双组元推进系统通常采用挤压加注方法,挤压介质一般为氦气,受氦气在液体推进剂特别是氧化剂中溶解特性的影响,加注过程中会出现氦气析出现象,这对加注过程本身以及推进系统后续使用均造成不可忽视的影响。为彻底解决该问题,对氦气在MON-1中的溶解特性进行了研究,模拟加注过程中的压力变化开展了氦气析出试验,在此基础上提出一种基于气动隔膜泵的加注方法,并完成加注约1 t推进剂、时长4 h情况下无氦气夹气的试验验证。为推进剂及相关模拟液的加注提供了一种新选择,试验表明该方法彻底解决了推进剂夹气问题,尤其适用于长时、大容量推进系统的推进剂加注。     

嫦娥三号月球车将巡月5km2

2009年3月6日,全国政协委员、嫦娥一号工程总指挥兼总设计师叶培建院士透露,我国探月二期工程中的嫦娥二号将于2011年前发射,2013年前发射携带月球车的嫦娥三号。对一期工程备份星进行技术改进的嫦娥二号卫星,将作为二期工程的先导星,用于试验验证二期工程的关键技术,以降低二期工程的技术风险。探月二期工程中的嫦娥三号着陆器系统,其主要目标是实现月球软着陆和巡视探测任务。嫦娥三号着陆后,将分为两部分：着陆器和月球车。月球车将在月球表面探测90天,巡游的范围可达到5km2,并在巡游中抓取月壤在车内进行分析,得到的有关数据将直接传回地球,着陆器定点守候并可将拍摄的月球车巡游图像传回地面。嫦娥三号发射之后,还将发射嫦娥四号着陆器系统。二期工程将在2017年之前结束,我国将在2020年前完成无人探月工程。     

Morpheus液氧/甲烷一体化推进系统研究综述

液氧/甲烷推进剂组合凭借其比冲性能、绿色无毒、空间贮存特性及原位资源利用等综合性能高的优势,被NASA选定为未来化学空间推进的主要发展方向。Morpheus着陆器顺利在肯尼迪航天中心完成自由飞行与自主着陆试验,标志着NASA的液氧/甲烷空间推进技术达到了从单项技术开发走向系统集成应用的新里程碑。介绍了Morpheus着陆器的研制历程与研发模式,针对其采用的液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统,详细介绍了系统构成、推进剂输送方案和供应管路热控方案,以及可变推力主发动机和滚动控制发动机的设计原则、研制历程、涉及的主要技术问题与解决措施等。     

中国月球车指日可待

据近日召开的2012年国防科技工业工作会透露,我国探月工程——嫦娥工程二期中的嫦娥三号任务目前已经圆满完成月球着陆器的悬停避障及缓速下降试验,月球巡视器的综合测试及内、外场试验等各项验证性试验,技术方案得到验证,该工程研制取得重大进展。     

低温推进剂火箭喷泉效应及其抑制

针对低温推进剂火箭应用过程中出现的喷泉效应，在深入分析其产生机理的基础上，介绍了氦气注入、补充加注和循环回流三种相应的抑制方法。试验和应用结果表明，这三种方法可有效地实现系统平衡，抑制喷泉效应。     

首次月背着陆探测的“背后”——上海航天技术研究院“嫦娥”四号探测器研制任务侧记

<正>2018年12月8日,"长征"三号B运载火箭成功将"嫦娥"四号探测器送入地月转移轨道,踏上了人类首次月球背面着陆探测的旅程。"嫦娥"四号探测器包括两器一星,即月球软着陆探测器(着陆器)、月面巡视探测器(巡视器)、"鹊桥"中继卫星。上海航天技术研究院承担了"嫦娥"四号着陆器、巡视器5个半分系统的研制任务,包括巡视器移动分系统、结构与机构分系统、测控数传分系统、电源分系统、综合电子分系统移动/机构控制与驱动组件、着陆器一次电源分系统。     

中国深空探测网干涉测量系统性能分析

中国深空探测网(CDSN)干涉测量系统目前由佳木斯深空站(JM01)、喀什深空站(KS01)、纳米比亚深空天线(NB01)和南美深空站(NM01)及北京相关处理中心组成,系统最长基线达到12000km。首先以嫦娥三号着陆器、嫦娥四号中继星和火星为目标,分析CDSN干涉测量系统的覆盖性。结果表明在统计时段内,NB01和NM01的建成将系统单站观测弧段及干涉测量观测弧段均提高一倍以上,显著增强了系统的定轨支持能力。然后利用嫦娥三号着陆器开展干涉测量观测试验。数据处理结果表明,干涉测量时延随机误差达到0.2ns,其中KS01-NM01基线的时延随机精度接近0.1ns,相应测角精度约为1.2nrad;KS01-NB01-NM01的闭合时延平均值约为0.1ns,显示了CDSN干涉测量系统具备较好的系统误差性能。最后分析CDSN干涉测量系统的限制因素及后续工作方向。     

国外单组元变推力发动机应用与关键技术

介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。     

“嫦娥”四号着陆器和月球车外观设计构型首次公开亮相

正由中国航天科技集团有限公司研制的"嫦娥"四号月球探测器将于2018年12月在西昌卫星发射中心发射,它将首次实现人类探测器在月球背面软着陆和巡视勘察。2018年8月15日,中国探月工程"嫦娥"四号任务月球车全球征名活动启动仪式在京举行,活动首次公布了"嫦娥"四号着陆器和月球车外观设计构型。截至目前,我国探月工程已完成"嫦娥"一号、"嫦娥"二号、"嫦娥"三号和探月工程三期再入返回试验任务。自2013年12月15日顺利驶抵月球表面,到2016年     

FMMR微推进系统推力测量装置研究

为了对自由分子流微型电阻加热推力器(FMMR)微推进系统的性能进行试验研究,设计了一个基于天平原理的微推力测量装置,装置采用微推力器自重与推力相分离、触点式外接供电和推进系统集成方法,有效消除了供电电缆和推进剂供应管路的影响.结果表明,测量精度可达±8％,能够满足mN级微小推力测量的精度要求;同时,通过对结构进行一定改...     

长征系列运载火箭介绍:长征四号系列(二)

三、推进系统风暴一号的推进系统由一、二子级发动机及推进剂增压输送系统等组成,详见一、二子级推进系统框图(图4和图5)     

自主创新树典范 嫦娥工程结硕果(上)——嫦娥三号探测器探月任务创新成果回眸

<正>2014年6月19日,圆满完成我国月球探测"三步走"任务中第二步任务,渐渐淡出人们视线的嫦娥三号再一次出现在公众的视野里:2014年南京青年奥运会吉祥物"砳砳"手持青奥会火炬,进行了一次地球至月球空间的接力旅行,而远在38万公里以外的月球上默默执行探测任务的嫦娥三号着陆器"忙里偷闲",充当了一回火炬手,帮助"砳砳"以网络传递火炬的形式实现了太空之旅。这是圆满完成"嫦娥工程"落月探测任务后,嫦娥三号探测器的又一杰作。     

深空探测器单基线干涉测量相对定位方法

针对中国深空探测中航天器高精度定位需求,提出一种基于相位参考成图技术的探测器单基线相对定位方法。该方法利用中国深空站长弧段跟踪优势,形成良好的UV覆盖,满足在中国仅有两个深空站的条件下获得高精度测量结果的要求,解决单基线高精度干涉测量的难题。利用中国深空测控网喀什至佳木斯基线开展了嫦娥三号月球探测器天线间的相对定位试验,确定了嫦娥三号着陆器全向天线相对定向天线的位置,天平面角分辨率优于0.5 mas(毫角秒),充分验证了该方法的有效性。该研究对以后嫦娥五号任务及火星探测中无线电干涉测量相对定位具有一定参考价值。     

新一代运载火箭增压技术研究

随着新一代运载火箭研制的开展,新型120t级高压补燃液氧煤油发动机将得到广泛的使用,该发动机采用的推进剂贮箱增压系统设计被列为新一代运载火箭研制的重大关键技术之一。在对国内外主要液体运载火箭增压方案进行分析的基础上对120t级液氧煤油发动机的贮箱增压系统进行了研究,提出了液氧贮箱采用压力传感器与电磁阀组合的常温氦气加温增压,煤油贮箱采用压力传感器与电磁阀组合的常温氦气增压方案,并针对液氧贮箱采用常温氦气加温增压的方案开展了理论分析和全尺寸系统级试验研究。理论分析和试验结果表明,该增压方案可行。     

配置点谱方法求解推进剂供应管路瞬变流动

基于一维管道瞬变流理论和数值谱方法,给出了求解推进剂供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev配置点谱方法,通过将“超谱粘性项”引入控制方程,有效地消除了由于解的间断或大梯度变化引起的数值振荡.以一段两端分别连接贮箱和阀门的等截面圆直管为例,利用该方法对阀门关闭后管道内水击现象进行了计算,给出了相应的水击压力仿真结果,并分别与采用特征线法和有限元法求解的结果进行了分析比较,论证了Chebyshev配置点谱方法求解推进剂供应管路内流体瞬变流的可行性.     

采用压降检漏法对大型密封容器检漏时的"升压"现象分析

文章首先介绍了压降检漏法的原理,并针对该方法在检测大型密封容器过程中出现的"升压"问题,通过压降检漏法与非真空收集器检漏法的对比试验及理论分析,得出产生该现象的原因是由于被检系统的真实漏率小于压降检漏法的灵敏度而引起的.在检测周期允许的前提下,可通过延长保压时间满足检测要求.     

嫦娥五号轨道器的创新与实践

嫦娥五号任务是实现中国首次月球无人交会对接与采样返回，嫦娥五号探测器系统由轨道器、着陆器、上升器和返回器四器组成。轨道器由上海航天技术研究院抓总研制，首次完成了月球轨道无人对接与样品转移任务，同时承担地月往返运输任务。轨道器采用了外承力筒、四贮箱平铺下探、双太阳翼的构型设计方案，实现了航天器的大承载、轻量化功能;采用了推进仪器舱、对接舱、支撑舱三舱组合的构型布局方案，满足了5个分离面、8个飞行阶段和多种飞行姿态的设备布局需求;分布式一体化综合电子技术的应用，优化和整合了整器的电子功能。     

微型推进系统

采用微型电磁阀,单向阀及肼气体发生器是小型军用外层空间导弹(LEAP)液体推进系统微型化的典型特征。压力控制系统采用质量24克的电磁阀,控制增压推进剂贮箱的氦气流量。姿态控制系统采用质量71克的肼分解气体发生器为姿控系统微型推力室提供气态推进剂。推力室每台推力4.91N,重5.4克。本文介绍了这些微型元件在LEAP研制试验及悬浮试验中成功应用的情况。