10 cm考夫曼型离子推力器放电室关键参数优化

放电室构型设计是离子推力器结构设计的基础与核心，直接影响到放电室工作能效及整机工作寿命。针对新型航天器在轨飞行任务对大推力、长寿命连续变推力离子推力器的应用需求，探究了影响10 cm离子推力器整机效能的放电室关键参数因子，揭示了发散场放电室的磁场发散度、电子通道面积及阴极位置等敏感参数对放电室性能的影响作用关系。开展了10 cm离子推力器放电室参数构型的优化与验证。结果表明：在不改变整机结构的情况下，通过优化放电室关键参数，10 cm离子推力器最大输出推力由20 mN提升至25 mN，提升近25%，推力调节范围由1～20 mN扩展至1～25 mN，全范围内推力分辨率均优于50μN，且推力器在20 mN最佳工作点的阳极电压由43.5 V降至38.4 V，放电损耗由345 W/A降至308 W/A，预估整机寿命将由15 000 h提升至17 500 h。研究为推动10 cm离子推力器的在轨扩展应用提供了一定的技术支撑。     

超精密微牛级微波离子推进技术及其在卫星超精度控制中的应用研究

空间技术的快速发展使得利用空间卫星的编队飞行构建大型空间星座成为可能，在引力波探测、射电望远镜编队、星座组网等任务方面具有重要作用。超精度控制是实现卫星高精度编队飞行的关键技术。推进系统是实现卫星编队长期高度稳定飞行的保证，从而实现内部科学装置的正确运行。不同于常规的推进系统，卫星精密编队超精度控制对推进系统的推力可调范围、分辨率、响应时间、推力的一致性等有着极高的要求。根据卫星精密编队任务需求，对微牛级推进系统的功能及技术要求进行了分析，提出了基于M2微波离子推力器的卫星超精度控制推进系统。阐述了M2超精密微牛级推进系统的关键技术和研究进展，为后续M2推力器在无拖曳控制方面的应用奠定了基础。     

连续小推力非开普勒悬浮轨道研究综述

连续小推力非开普勒悬浮轨道在深空探测与地球极地观测任务中有着重要的应用前景。归纳了电推进、太阳帆推进等连续小推力技术的发展历程与现状；阐述了日心、行星悬浮轨道的动力学特性、稳定性、轨道保持策略；分析了三体问题下人工拉格朗日点的优势及其在深空探测方面的应用；讨论了悬浮轨道编队飞行的研究方法与控制策略。最后针对小推力悬浮轨道研究发展面临的难题，提出了研究新思路和应用新方向。     

一种利用角动量进行电推力矢量标定的算法

航天器上越来越多地使用电推进进行轨道修正,电推力器的配置安装和使用方式决定了电推进的调整策略,大多数情况下在轨卫星都需要进行电推力矢量的标定和调整。针对国内某类型地球静止轨道卫星,提出一种利用在轨电推力器工作时引起的星体角动量变化来进行电推力矢量标定及调整的算法,同时给出了国内首次在轨电推力矢量标定及调整的应用实例。在轨标定结果表明算法正确可行,该算法为在轨卫星电推标定和调整提供了一种解决方案。     

主带小行星采样返回任务中的离子电推进应用方案

由于离子电推进的高比冲特性,采用它执行小行星探测器巡航阶段轨道机动任务时,将使探测器在同样的有效载荷下的发射重量大大减轻。针对我国规划中的主带小行星采样返回任务,调研了国外离子电推进在深空探测任务中的应用情况,在借鉴国外成功经验和任务需求分析的基础上,设计了主带小行星探测器离子电推进系统方案和应用策略,计算了在目前离子推力器寿命水平下,既定探测任务对离子电推进推力、比冲、推进剂量以及功耗需求。研究表明,目前研制的离子推力器可以满足规划中的主带小行星探测任务需求。研究成果对探测器的方案设计有参考价值。     

一种IGSO卫星轨道维持时的偏航角调整策略

针对倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星的轨道维持问题，提出了在轨卫星在各种不同工况及约束下的偏航角调整策略。其目的在于减小偏航角的调整范围以及缩短偏航角调整时间，减小轨道维持过程对卫星业务连续性的影响。分析了偏航角的运动规律，以及升交点赤经对偏航角的影响。在此基础上，根据轨道维持时升交点赤经的不同、太阳高度角范围、轨道控制的时间约束、交叉点位置约束等不同情况，分别给出了卫星轨道维持时偏航角的调整方法及推力器选择方案。对于交叉点位置在中国境内的卫星，可以使偏航角调整范围不超过45°。此方法可应用于在轨卫星轨道维持管理的实践中。     

地球同步轨道卫星混合推进转移轨道特性分析

以地球同步轨道卫星转移轨道设计为背景，针对全化学推进燃料消耗大和全电推进转移时间长的问题，开展了化学 电混合推进转移轨道优化设计与特性分析。首先，讨论了轨道倾角和近地点幅角变化对混合推进转移轨道的影响。研究表明，在混合推进优化设计中需要将轨道倾角作为优化变量之一。然后，以近地点半径、远地点半径、轨道倾角为优化变量生成搜索网格，得到过渡轨道集。针对每条过渡轨道，构建化学推进转移段和电推进转移段。其中化学推进段采用单圈兰伯特转移解算，电推进段采用混合法优化。最后，以燃料消耗和转移时间为指标，在搜索域内开展解算分析，研究了混合推进轨道在整个搜索域内的变化趋势。该方法可以提供具有不同燃料消耗和转移时间的混合推进转移解集，拓宽了解空间，可供轨道设计人员根据任务约束灵活选用。     

基于Lyapunov最优反馈控制的月球中继卫星转移轨道设计

摘要： 随着电推进器及小推力转移变轨的研究逐渐深入,在深空探测领域应用电推力器是必然的发展趋势.文章基于以月球中继卫星的运行轨道地月L2点Halo轨道为目标轨道的轨道转移任务,采用Lyapunov最优反馈控制方法,计算单一轨道根数的局部最优控制率,通过遗传算法调整五个轨道根数的权重,得到时间最优的月球中继卫星小推力轨道转移方案,具有工程应用意义.     

编队小卫星应用系统的地面运控管理技术综述

1概述 由于空间应用需求的不断扩大和空间技术及微型技术的发展与成熟，小卫星星座和编队飞行(星间距维持在50～1000m)或分布式运行技术(部署在椭圆轨道上相距500km的母卫星与子卫星)已成为空问技术的热门话题之一。该技术在空间构成虚拟平台，使得小卫星星座中替代巨大天线的虚拟天线，高分辨干涉仪、大容量通信设备及多种仪器能对同一目标进行同时观测，以便减少观测偏差、提高观测精度等，并应用于对地观测、通信和行星际探测等领域。     

电推进技术应用日益广泛

□□低推力、高比冲、轻质量的电推进技术发展正方兴未艾。由于其比冲高，所以在航天器上使用时能大大减少推进剂的携带量而增加有效载荷；或不减少推进剂而大大延长航天器的工作寿命，因此应用范围不断扩大。迄今为止，已经有160多个地球卫星和行星际探测器使用过电推进技术。     

低轨航天器磁推进及其能力估算

针对地球空间磁场分布特点,提出可用于实现低轨航天器轨道维持、轨道变更的无质消耗推进技术。从基本的磁学理论出发,建立了带磁航天器在地球空间磁场中的飞行磁推力模型,阐述了通过航天器磁性获取无工质消耗连续推力的磁推进概念和原理,阐明了作用机理,提出了磁力矩解耦的磁力线追踪推力策略,给出了磁推进的能力包络和轨道高度保持与提升的典型估算结果。分析表明,当飞行体磁矩达到10⁶Am²量级以上时,可以有效用于600~1000km范围内轨道高度保持或提升。此外,文章还简要分析了实现高磁矩的技术可行性。     

高精度霍尔电推进技术的应用与发展研究

在现代化全域通信导航的应用背景下,卫星平台所需具备的精确轨道预测与实时轨道控制能力对电推进系统的推力精度、分辨率等性能提出更高的要求,因此建设高精度的电推进系统具有非常重要的意义。通过对空间应用需求和电推进技术现状的分析,阐明了当前电推进技术的推力输出精度不足以支撑高精度连续导航、超低轨卫星实时阻力补偿以及高分辨率遥感卫星动中成像等空间任务的需求。在此基础上,以霍尔推进系统为研究对象,针对研制高精度推进系统的技术难点,从霍尔推力器技术、流量控制技术、电源及控制技术和试验验证技术四个方面阐述了国内外研究的现状,分析和探讨了关键技术的发展方向和研究思路,为高精度霍尔推进技术未来的重点研究和发展方向提出建议。     

吸气式电推进系统可行条件分析

吸气式电推进系统作为有可能实现长寿命超低轨飞行的技术而被关注。根据不同轨道环境条件，采用管状结构进气道、以及机械增压的吸气方式，讨论了吸气式电推进系统所需的可行条件。分析表明，在轨高度180~240km，航天器所需总功耗与迎风面之比需要大于2kW/m2，电推力器比冲需大于4×104m/s，方可满足推阻平衡需求。分析得出，实现吸气式系统在地球轨道的运用，关键技术在于增加气体收集效率并且降低收集功耗，同时电推力器的效率还需进一步提升。     

天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接技术和在轨验证

介绍天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接技术和在轨飞行结果.介绍21世纪以来交会对接发展的两个趋势：自主和快速；给出天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接方案，以及主要技术特点；给出天舟二号货运飞船5~8 h飞控实施方案和推迟一天发射的飞控实施方案，以及在轨执行效果.天舟二号货运飞船入轨自主快速交会对接是世界上首次进行的全自主快速交会对接任务，为我国空间站工程后续任务奠定了坚实的技术基础.     

利用大气阻力的横向编队维持控制

研究了航天器在近圆轨道面内横向固定间隔距离内伴飞编队维持问题。基于经典轨道要素偏差法分析了相对运动特性和大气阻力对相对运动的影响。根据利用大气阻力引起的横向相对运动漂移,设计了有利于长期伴飞编队维持的初始半长轴偏差和伴飞边界点的期望半长轴偏差,进一步给出了进行伴飞维持的边界点横向速度脉冲。仿真结果表明,该控制策略进行伴飞编队维持是可行的,维持所需的速度脉冲次数少、速度增量小,且算法简单,有利于航天器自主化实现。     

化学-电喷双模推进系统的研究现状及展望

传统的化学推进和电推进拥有不同的特点及适用范围。化学推进可以产生毫牛级至牛级推力，相比于电推进，推力大，推力范围宽；电推进比冲高达上千秒，最小可以产生微牛级推力。但两种模式单独执行任务有一定的局限性，难以完成较为复杂的航天任务。化学推进与电推进相结合的双模推进系统，同时拥有高比冲和较宽的推力范围，为航天器提供了更高的任务灵活性，其中单组元液体火箭发动机 离子液体电喷推力器双模推进系统近年来受到广泛关注。简述了单组元 电喷双模推进系统的工作原理和特点，重点总结了国内外关于双模推进的研究现状，并对目前面临的问题与挑战进行分析。     

基于电推进卫星飞往Halo轨道的转移轨道研究

利用电推进及轨道力学的特性实现节能优化,将限制性三体问题中的稳定不变流形与小推力轨道优化相结合,研究全电推进卫星从地球停泊轨道飞向日地拉格朗日L2点Halo轨道的低消耗转移轨道.航天器的转移轨道分为逃逸段、拼接段与无动力滑行段.在逃逸段卫星沿速度方向加速脱离地球引力,拼接段采用Radau伪谱法进行优化,使航天器以最短时间到达目标Halo轨道的稳定不变流形上,随后航天器电推进系统关机,沿稳定不变流形无动力滑行至目标轨道.基于雅克比积分常数给出拼接段轨道初始猜测值,以先提高切向方向航天器能量避免了全程优化离散点过多难以求解的问题.仿真结果表明,该方法收敛速度较快,对平动点工程任务的初期轨道特性计算具有实际意义.      

大功率无电极高密度等离子体电磁推进概述

无电极高密度等离子体电磁推进技术已成为未来深空探测、载人航天和货运、太阳能电站以及航天器在轨服务与维护等空间任务中极具竞争力的核心推进技术之一。在梳理不同无电极等离子体电磁加速机制基础上,开展大功率无电极高密度等离子体电磁推进技术性能对比,给出新概念无电极场反构型电磁推进技术向未来超大功率拓展的优势和发展潜力,同步分析了该技术亟需解决的关键基础问题,旨在为中国新概念场反构型电磁推进技术的研发提供理论基础。     

近地轨道集群航天器电磁编队飞行非线性反馈控制方法

针对近地轨道集群航天器电磁编队飞行的动力学和控制问题, 提出了一种非线性反馈控制方法. 基于电磁力模型和地磁场模型, 分析了地磁场对近地轨道电磁编队的影响; 建立了集群航天器电磁编队高精度相对轨道动力学模型; 基于Lyapunov稳定性理论设计了一种非线性反馈控制律, 利用该方法对两星电磁编队维持控制进行了仿真验证. 仿真结果表明, 地磁场引起的电磁干扰力可以忽略, 但是电磁干扰力矩的影响必须考虑; 近地轨道集群航天器电磁编队是可控的, 所设计的控制方法是可行的.      

A deorbiter CubeSat for active orbital debris removal

This paper introduces a mission concept for active removal of orbital debris based on the utilization of the CubeSat form factor. The CubeSat is deployed from a carrier spacecraft, known as a mothership, and is equipped with orbital and attitude control actuators to attach to the target debris, stabilize its attitude, and subsequently move the debris to a lower orbit where atmospheric drag is high enough for the bodies to burn up. The mass and orbit altitude of debris objects that are within the realms of the CubeSat’s propulsion capabilities are identified. The attitude control schemes for the detumbling and deorbiting phases of the mission are specified. The objective of the deorbiting maneuver is to decrease the semi-major axis of the debris orbit, at the fastest rate, from its initial value to a final value of about 6471?km (i.e., 100?km above Earth considering a circular orbit) via a continuous low-thrust orbital transfer. Two case studies are investigated to verify the performance of the deorbiter CubeSat during the detumbling and deorbiting phases of the mission. The baseline target debris used in the study are the decommissioned KOMPSAT-1 satellite and the Pegasus rocket body. The results show that the deorbiting times for the target debris are reduced significantly, from several decades to one or two years.