流阻对200N单推-3发动机热试车工作特性的影响

管道及阀门内部流阻会显著影响发动机工作性能。为探究不同管路流阻大小下200N单推-3发动机工作特性，开展了光管和波纹管两种管路200N发动机热试车试验研究。结果表明：大流阻工况喷前压下降约42.8%。热试车前后喷前压振荡剧烈，不利于发动机平稳工作。管路流阻显著影响脉冲燃压，小流阻脉冲燃压建立约2.5MPa，大流阻脉冲工作燃压建立约1MPa，远低于前者；管路流阻显著影响阀门启动特性，大流阻状态下，阀门启动时间(T₈₀)约为小流阻状态的3.93～5.28倍，管路流阻对阀门电流影响很小；小流阻状态下脉冲冲量显著大于大流阻状态下的脉冲冲量，约为后者1.5～2.1倍。     

助力“嫦娥”奔月——空间推进系统的发展与应用

<正>嫦娥四号探测器在2018年12月8日凌晨被送上太空后,并不是直接飞到了月球上,而是经过中途修正、近月制动、绕月飞行、环月降轨等几个过程,到2019年1月3日上午才着陆月背。这中间隔了二十多天,“嫦娥四号”是如何灵活地完成各项指令的呢?这就要感谢它身上安装的发动机们——空间推进系统了。重要作用空间推进系统是指在大气层外空间环境中使用的推进系统,是卫星、飞船、探测器等各种航天器的重要的分系统之一。它可以为航天器的轨道转移和定点提供推力,为深空探测航天器远距离航行提供动力,为航天器的位置保持、姿态控制提供控制力,同时也有着其他许多重要的作用。     

基于向量对方法的柔性空间机械臂建模与仿真

针对柔性自由漂浮基座空间机械臂系统建模的过程中存在的形式复杂计算量大等问题,本文采用向量对方法,以自由漂浮基座双连杆柔性机械臂为研究对象,以单个体的动力学方程为基础,分别列出相邻两个体之间的约束方程,利用拉格朗日乘子法组装构成系统的动力学方程.这种方法在建模时需要的信息较少,易于推导,得到的方程十分规范化,更加有利于柔性空间机械臂控制系统的设计.最后文章通过仿真验证了模型的正确性.     

差动活塞式热气自增压系统方案研究

针对液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统,设计了间接比对式、直接比对式和电磁阀控制式等三种方案,分析了系统工作原理,建立了动态仿真模型,进行了动态特性研究,并分析了各方案技术特点。研究结果表明：间接比对式系统起动药量为2.64g,起动时间为0.688s,系统自锁时贮箱压力为7.58MPa（偏离额定值9.86%）;可预包装设计。直接比对式系统起动药量小（2.43g）,起动响应快（0.573s）,推进剂贮箱最大工作压力小（7.09MPa,2.75%）;该方案引入了阀芯杆处热滑动密封及流量调节器气液腔隔离面的热隔离防护需求,热控要求高,技术难度较大;可预包装设计。电磁阀控制式系统起动药量小（2.43g）,起动迅速（0.438s）,推进剂贮箱工作压力稳定;测控的引入有功耗需求,并增大了系统体积和质量,不能进行独立的预包装设计。     

卫星单元肼推进系统轨控过程不确定性研究

以卫星单元肼推进系统轨控过程为研究对象，利用数值模拟手段研究了轨控过程中推进系统贮箱压力、贮箱温度、轨控时长等参数对轨控效果的定量影响，考察了在轨标定推力系数对于轨控模型的修正效果。选取某近地卫星对其轨道控制历史数据进行分析，通过在轨实测数据对轨控模型进行了验证。结果表明，采用在轨标定推力修正系数能够有效地降低轨道控制模型的平均误差，平均误差值从3.615%减至1.924%；通过参数敏感性分析，得出贮箱温度的总体影响不超过0.2%，贮箱压力的总体影响不超过5%。通过对点火时长的影响分析发现，在不同的贮箱压力下，存在一个特定的临界点火时长；轨控时长低于临界点火时长时，贮箱压力的变化将不会被压力传感器识别。针对某低轨卫星，寿命初期箱压1.8MPa时，临界点火时长为8.5秒；寿命末期0.5Mpa时，临界点火时长为319.8秒。