30cm离子推力器空心阴极发射体区等离子体特性研究

为了获得30cm口径离子推力器20A额定发射电流空心阴极的稳态工作性能参数并验证现有发射体结构设计的合理性,采用数值模拟及有限元分析方法研究了空心阴极发射体区的等离子体特性参数。结果显示:空心阴极发射体区的压强基本在115~150Pa内,并且中间区域的Xe气压强较高;当阴极发射体温度为1570℃时,根据一维热传导方程得到发射体热损为10.26W;发射电流为15A时,电子温度在1.5~1.7e V内,且沿轴线方向靠近阴极顶小孔的电子温度较高,而将15A发射电流作为空心阴极的工作点是较为合适的选择;数值计算得到发射体区平均电子电流密度约为1.3×105A/m2,发射体内表面面积预估为1.5cm~2,内径建议在?2~2.5mm内,采用该尺寸发射体的空心阴极通过电流发射能力试验证明其最大发射电流在19~20A内,现有发射体尺寸设计满足20A发射电流需求;发射体区中间区域离子电流密度峰值约为8.5×10~5A/m~2,应重点关注发射体中间区域的厚度设计以及离子溅射腐蚀速率。     

离子推力器空心阴极分区均布模型研究

为了研究空心阴极结构尺寸和工况参数对放电性能的影响规律,基于发射体区和孔腔区等离子体参数均布假设,建立了一种不依赖试验和经验参数的适用于节流型空心阴极的分区均布数学模型。以LHC-5L空心阴极为算例,仿真结果与空心阴极试验结果对比表明,当输入参数在一定范围之内,计算所得放电电压误差优于20%,发射体温度误差优于15%,放电电压等参数随放电电流、工质流率、关键结构尺寸的变化趋势与试验结果基本一致,证明该模型可以用于预测空心阴极放电性能,为空心阴极结构参数选择和设计优化提供依据。     

略谈航天员出舱活动技术

出舱活动(EVA)是指航天员脱离母航天器的保护环境,依靠自身的生命保障系统在太空中进行包括科学观察及研究、修理飞船或空间站表面、太空行走等在内的各种活动.出航活动关键技术的研究涉及环控生保技术、航天服技术、医学、工效学以及地面模拟技术等,它们不仅为出舱活动提供了充分的技术保障,还为航天员提供了维持生命必须的微气候环境和进行出舱活动的装置及措施.     

地球交会对接任务发射时刻分析

为减少交会对接过程中轨道面修正的推进剂消耗,考虑到地球交会对接任务中两航天器高度差异带来的升交点漂移速度差异的影响,对追踪航天器发射时刻选取进行了分析,提出了精确发射时刻的迭代计算方法。仿真结果表明该计算方法能够快速精确地得到交会对接任务发射时刻。     

20A发射电流空心阴极小孔区等离子体特性研究

为了获得30cm口径离子推力器20A额定发射电流空心阴极工作时小孔区的等离子体特性参数,并验证现有阴极小孔结构设计下的阴极电流发射能力,采用数值模拟及有限元分析方法研究了空心阴极小孔区的等离子体特性参数。结果显示:空心阴极小孔区的中性原子密度基本在4×10~(21)~6×10~(21)/m~3,分布较为均匀且越靠近小孔出口区域的原子密度越低;当阴极发射体温度为1800K时,采用等离子体零维扩散模型得到阴极小孔区轴向平均电子温度约为2.66e V,且靠近阴极顶小孔出口方向电子温度相对较高,从小孔区入口至出口电子温度增幅在1~2e V;通过离子连续性方程得到阴极孔区内,等离子体密度约在1×10~(21)~1.4×10~(21)/m~3,靠近出口处的等离子体密度降低较为明显;通过电子连续性方程,得到小孔区入口处的电子电流约为7.2A,而出口处的电子电流约为11.6A,与性能测试试验结果一致,电子电流增益系数约60%;离子电流密度峰值约为6.16×106A/m~2,出现在距离小孔入口约0.5mm处。通过理论分析认为,阴极孔区的腐蚀特点是靠近出口处的直径在离子腐蚀作用下不断地扩张,并在扩张到一定程度后,孔区出口处被腐蚀后的直径将不会再发生变化,理论分析腐蚀趋势与兰州空间技术物理研究所研制的LHC-5阴极小孔区寿命试验腐蚀情况基本一致。     

航天器交会对接模拟系统逼近过程自抗扰控制

航天器交会对接地面模拟系统用于研究航天器交会对接过程的动力学、导航与控制等方面的相关问题。模拟器通过气浮轴承悬浮在大理石平台上来模拟太空的无摩擦微重力环境。通常情况下要保证大理石平台足够水平,由于实际平台不可能完全水平,模拟器的重力分量会使模拟器产生下滑现象,这种现象对大型地面模拟器设备尤为严重。针对模拟器的逼近过程设计了轨迹规划。为了减小测量信号噪声的影响,采用跟踪微分器(TD)对整个逼近过程中的测量信号进行滤波。针对逼近过程中模拟器存在下滑力等干扰问题设计控制器,通过扩张状态观测器(ESO)实时估计干扰量,进而对干扰量进行补偿。对模拟器冷喷气推力系统制定了推力器分配策略,采用脉冲宽度调制(PWM)技术实现对推力的近似等效。提出的控制方法应用于航天器交会对接地面模拟系统,实验结果表明所提出的控制方法能有效消除下滑力等干扰的影响。     

手控交会对接任务认知行为建模

载人航天器的手控交会对接因为有航天员的参与而显得十分复杂,须开展交会对接过程中人的认知行为建模,以确保任务的成功率和控制的灵活性。通过对手控交会对接任务认知行为和操作绩效的分析,基于一种QN-ACTR认知体系框架,提出了将认知行为融入于人机交互的建模方法;建立了符合手控交会对接操作的认知行为模型;进行了模型进行有效性仿真验证;表明了此建模方法可以将人的行为绩效视为人机系统绩效的补充并进行交互的整体分析。     

太空行走的训练

人类长期以来生活在重力环境里,而航天员在舱外执行各种任务时是处于一种微重力环境。在微重力环境下行走或工作可不是一件容易的事,当航天员按照地面的习惯来行走或操作时往往会用力过度,使自己飘离航天器或无法准确地完成操作。而且,在分析航天事故中,可以发现很多事故与航天员违反操作规程和训练不够有关。因此,为了更好地完成出舱任务,航天员在执     

空间站等离子体接触器钳位模式实验研究

为了研究等离子体接触器对空间站表面电位主动控制作用及钳位模式工作特性,对等离子体接触器进行了钳位模式实验研究,分析了空间站在运行轨道等离子体鞘层厚度,给出了等离子体接触器钳位电压和发射电流之间的变化规律,对真空度、等离子体密度、氙气流量等对钳位模式影响及等离子体接触器功率随发射电流变化规律进行了实验研究。实验结果表明:等离子体接触器在额定工作点下钳位电压低于20V;钳位电压增加使等离子体接触器发射电流突增;较低的真空度、较高的空间等离子体密度、较大的氙气流量会使等离子体接触器钳位模式较早出现,等离子体接触器电子发射特性曲线左移了近20%;等离子体接触器功率随发射电流增加而减小了近30%。     

空间交会对接调相轨道误差特性分析

分析空间交会对接目标航天器和飞船的轨道特性,针对同一发射地点先后发射两个航天器进行交会对接的方式,开展目标航天器调相轨道特性研究,并在.轨道预报相位误差特性分析的基础上,讨论目标航天器调相变轨策略和轨道预报精度需求。针对空间交会对接地面导引段开展飞船轨道特性研究,在霍曼转移轨道特性分析基础上.讨论一般转移轨道特性,分析飞船地面导引段终点状态对转移轨道的影响,并结合地面导引段研究轨道设计要素与飞船地面导引段终点状态的关系,分析轨控误差和预报误差对地面导引误差的影响。     

一种用于空间交会绕飞与逼近段的模糊控制律

研究了空间交会绕飞与最后逼近段的控制问题,设计出一种用于实现绕飞与逼近控制的模糊控制方案。在考虑测量误差的情况下,分别利用最小二乘与卡尔曼滤波方法对测量数据进行优化处理,并采用模糊控制方案实现绕飞与逼近段的仿真,仿真结果证实了模糊控制算法控制精度可以满足交会任务的需要,也验证了在具有测量误差条件下不同仿真方案所采用的模糊控制策略的有效性。     

空间用空心阴极研究进展

空心阴极是离子推力器、霍尔推力器、等离子接触器、空心阴极微推力器的核心组件。介绍了国外针对上述空间应用所进行的空心阴极研究进展,分析了国外空间用空心阴极技术的发展趋势,对我国空间用空心阴极技术发展思路提出建议。     

中继卫星系统对用户航天器快速测定轨能力分析简

针对快速交会对接方案提出的航天器两圈实现变轨的可行性,使用太阳活动平静期的用户航天器四程测距数据,并结合中继卫星观测模型设计磁暴期航天器仿真测距数据,使用动力学定轨方法进行计算分析,论证了中继卫星系统对用户航天器的快速测定轨能力,解算出的航天器轨道根数精度为快速交会对接机精度分析提供了参考.     

交会接近轨迹的闭环斜滑控制算法研究

为了矫正追踪航天器相对接近轨迹的偏离,实现交会轨迹的主动安全控制,在开环斜滑算法的基础上提出了闭环斜滑主动控制方法,包括轨迹控制的闭环斜滑算法和终端控制的闭环斜滑算法。利用某近距离交会接近问题,采用MonteCarlo（蒙特卡洛）打靶仿真,分析比较了开环斜滑算法和2种闭环斜滑算法。结果表明,闭环控制终端偏离明显小于开环情况,同时在较短时间内以较小的速度增量实现了终端状态控制,并且轨迹控制的闭环斜滑算法控制精度小于终端控制算法。     

Super twisting controller for on-orbit servicing to non-cooperative target

A relative position and attitude coupled controller is proposed for rendezvous and docking between two docking ports located in different spacecraft. It is concerned with servicing to a tumbling non-cooperative target spacecraft in arbitrary orbit subjected to external disturbances.By considering both kinematic and dynamical coupled effects of relative rotation on relative translation, a coupled dynamic model is established to represent the relative motion of docking port on target spacecraft with respect to another on the service spacecraft. The spacecraft control is based on the second order sliding mode algorithm of super twisting(ST). It is schemed to manipulate the relative position and attitude synchronously. A formal proof of the finite time convergence property of the closed-loop system is derived theoretically by the second method of Lyapunov. Numerical simulations with the designed ST controller are presented to validate the analytic analysis by contrast with the twisting control algorithm. Simulation results demonstrate that the proposed relative position and attitude integrated controller is characterized by high precision, strong robustness and high reliability.     

北斗卫星导航( 区域) 系统星座对中国载人航天器的服务能力仿真分析

载人航天器可以利用北斗卫星导航系统实现自主导航定位和相对测量以支持轨道确定和交会对接任务。为了评估当前星座条件下北斗卫星导航(区域)系统对中国载人航天器的服务能力,建立了当前北斗卫星导航(区域)系统的星座仿真场景。利用载人航天器轨道参数,对其轨道处北斗区域星座的覆盖特性和服务能力进行了仿真,分析了可以用于载人航天器绝对定位和相对定位的时间长度、可见卫星情况、位置精度因子等特性。分析结果表明,在载人航天轨道的一些持续时间段内,航天器可以利用北斗(区域)系统完成绝对和相对定位功能。     

交会对接寻的段水平双脉冲交会轨道精确求解

基于考虑摄动影响的精确轨道动力学模型,对交会对接寻的段水平双脉冲交会轨道的精确求解方法进行了研究。提出了将控制脉冲的俯仰角近似转化为控制时刻的轨道幅角,从而调整脉冲控制时刻以消除径向速度增量的方法,精确求解首末水平双脉冲的启控时刻;引入导引终点位置偏差的比例控制方法,精确求解水平双脉冲的精确控制量。仿真结果表明,2轮整体迭代可获得首末水平脉冲控制时刻和控制量的精确值,脉冲水平特性达到俯仰角小于1°,导引终点相对位置精度达到10m,验证了该方法的正确性。     

交会对接任务天基双目标测控通信设计

针对交会对接任务对测控通信提出的高覆盖率和双目标测控等需求的问题,分析2颗中继卫星能够提供的覆盖率,设计双目标测控工作模式以及天地协同机制,计算中继链路的性能,分析表明,天基测控可提供约72%的测控覆盖率,能够支持双目标测控,链路余量满足要求;统计了任务中关键段落的测控通信工作情况,分析结果和实际任务情况验证了天基测控在交会对接任务测控通信中的重要作用;最后提出后续任务改进和完善的建议。     

Coupling plasma plume of a low-power magnetically shielded Hall thruster with a hollow cathode

The coupling region of a Hall thruster with a hollow cathode is the region between the cathode and the thruster plume. The characteristics of plasma in that region are complicated and strongly associated with the thruster working conditions and the cathode position. In this paper, a laboratory 100 W class magnetically shielded Hall thruster was coupled with a hollow cathode. Optical imaging and electrostatic probe were employed to monitor and scan the plasma plume. Plume characteristics in the coupling region in non-self-sustained mode and self-sustained mode were compared. Evolution of the coupling plume with the cathode position was studied. Experiments show that, when turning the thruster into self-sustained mode or moving the cathode further away axially, the discharge current can be reduced by 6.4–10.6% restraining the electron current and improving ionization. In particular, when the cathode is moved further, the electron conduction near the channel walls is suppressed. The electron current is reduced by 27.4% and the ion beam current is increased by 7%. Overall, this work shows that the working mode of the thruster and the position of the cathode greatly affect the coupling plasma plume. Both play an important role in improving the utilizations of propellant and current.