嫦娥五号探测器推进系统研制与飞行

本文介绍了嫦娥五号探测器推进系统的任务特点、研制要求、设计方案、主要单机技术以及在轨飞行表现。嫦娥五号推进系统由三部分组成：轨道器推进子系统、着陆器推进子系统、上升器推进子系统,均采用氦气恒压挤压式双组元统一推进系统。为实现探测器的目标,推进系统在以往技术基础上开发了一系列新技术和新产品,大幅减轻了系统干质量、提高了相关性能,并采取了一系列技术加强了产品可靠性和月面环境适应性,最终圆满实现了探测器的任务目标。     

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。     

萤火一号火星探测器推进分系统技术

对萤火一号(YH-1)火星探测器推进分系统技术进行了研究.给出了分系统组成.选择液氨为工质,分析了工作模式.用贮箱推进剂管理装置解决推进剂晃动；用加排阀集成组件提高分系统的低温密封性能.地面多次试验结果表明:YH-1火星探测器推进分系统能满足探测器要求.     

RNG k-ε模型数值模拟油雾燃烧流场

采用RNG(R enorm alization G roup)k-ε紊流模型对某环形燃烧室火焰筒内三维两相燃烧流场进行数值模拟。运用偏微分方程法和区域法生成贴体网格,EBU-A rrhen ius紊流燃烧模型估算化学反应速率,六通量热辐射模型估算辐射通量。在非交错网格下求解气相采用S IM PLE算法,液相采用颗粒轨道模型和PS IC算法。近壁区处理分别采用两层和三层壁面函数。计算数据与试验值比较表明,采用三层壁面函数的RNG k-ε模型更适用于模拟三维两相燃烧流场。      

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。     

闪蒸射流推进的应用

过热液体在低气压(低于其饱和蒸汽压)环境下,会发生剧烈的蒸发,即过热液体的闪蒸现象。利用这一特性,当过热液体通过喷嘴喷射到真空环境时,便会发生闪蒸射流,其中部分液体发生剧烈的汽化,并以高速分离,产生反作用力,从而实现喷气推进。利用闪蒸射流特性的推进方案成功地应用于某伴飞卫星的推进系统中,实现了卫星伴随飞行的目标,取得了良好的结果。