月面采样返回探测器推进系统设计与实现

嫦娥五号探测器承担了我国首次地外天体采样返回任务，其飞行过程复杂，经历地月飞行、近月制动、环月变轨、月面软着陆、月面上升、月轨交会对接、月地入射等一系列过程，且工作环境较为恶劣，对推进系统技术要求高。探测器采用了氦气增压双组元统一推进系统技术，在以往技术基础上，通过系统轻质化设计、研发新型高强度纤维复合材料气瓶、优化贮箱结构设计及采用更高强度的材料、更轻巧的姿控发动机设计等技术大幅度减轻了分系统干重，通过提升主发动机燃烧效率、提升贮箱排放效率及控制膜片压差、采用贮箱间连通管、精确控制管路流阻等技术提升了分系统性能，通过强化系统可靠性设计、面向高温环境的系统状态管理、研发耐高温发动机、在轨超压自主故障检测与控制、零夹气新型加注技术等手段增强了分系统可靠性。阐述了推进系统的研制过程、设计方案、技术特点、关键技术攻关情况，以及在轨飞行结果，并总结了推进技术创新点。     

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。     

气体性质对气动增压器性能的影响

气动增压器的动作频率是一个重要的性能参数。当气动增压器结构确定后,频率直接决定推进剂流量等参数。同时,气动增压器的动作频率体现在推进剂出口管路压力的波动上,对出口压力的稳定性有很大影响。研究气动增压器的动作频率,有助于合理选择频率参数,以及气动增压器结构参数和性能参数的匹配。为了研究增压气体性质对气动增压器工作性能的影响,建立了数学模型,利用AMESim软件对气液活塞的工作过程进行了仿真。仿真结果与试验数据对比,一致性较好。     

空间推进系统静动态特性仿真软件研究

基于特征线法进行了双组元挤压式空间推进系统动态过程仿真方法的研究,提出了在动态过程仿真模型基础上建立和求解静态特性仿真模型的方法。编制了静动态特性仿真软件,通过对某空间推进系统进行的调整工况、模拟故障时的静动态特性仿真,验证了所提出的静动态特性仿真方法的可行性和实用性,该方法可以减少仿真所需的工作量。通过扩充元件库,能够对其它类型推进系统进行仿真。     

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。     

用于并联金属膜片贮箱均衡排放的一种控制方法

为控制并联金属膜片贮箱的均衡排放性能,对并联金属膜片贮箱均衡排放的控制措施进行了理论分析和试验研究,得出了一种能够有效控制并联金属膜片贮箱均衡排放的方法。本方法对使用并联金属膜片贮箱的推进系统具有借鉴意义。     

航天器推进系统发动机动态特性研究

以一维流体瞬变理论为基础,采用特征线有限差分格式,编制航天器推进系统液体推进剂火箭发动机动态过程的通用仿真软件,并对某多台发动机系统的动态特性进行研究。结果表明,该模型较好地描述了系统瞬变特性和水击现象,所开发的软件可方便进行其它推进系统的分析,为发动机系统设计和优化提供指导。      

减压器动态过程的数值仿真

针对贮箱增压过程和发动机工作过程中减压器的动态调节,建立了液体火箭发动机常用的反向卸荷式减压器的动态数学模型,采用四阶龙格-库塔方法进行了数值仿真,分析了减压器在启动增压过程中的动态特性,得到不同入口压力下减压器的出口压力与试验数据相一致的结论。表明所建立的数学模型准确,采用的仿真方法符合精度要求,对同类减压器的设计和系统分析具有一定的指导作用。