图解世界载人航天发展史(二十六)

正登月前的飞船飞行试验在进行载人登月前,阿波罗号飞船和土星5号运载火箭进行了大量试验:前3次都是无人亚轨道飞行,主要进行飞船指令舱防热和火箭发动机空中启动试验;第4次试验是无人的阿波罗4号飞船使用完整的土星5号火箭发射进入环绕地球轨道,飞船以接近从月球返回的速度再入大气层。图为参与试验的阿波罗4号飞船指令舱。阿波罗5号和6号飞船都是进行无人环绕地球轨道的飞行试验。阿波罗5号飞船是登月舱第一次飞行,主要是检验登月舱的结构和推进系统。阿波     

猎户座PK阿波罗

为了重返月球,美国目前正在打造新型登月飞船"猎户座".这种新型飞船大胆借用了阿波罗工程的可靠经验:"猎户座"的外形酷似阿波罗飞船."猎户座"月球着陆器仍采用阿波罗飞船登月舱的设计理念,即由上升级和下降级组成,上升级是航天员完成登月使命后将他们送回月球轨道的乘员舱,下降级是一个有4条腿、通过火箭发动机实现"软着陆"的着陆平台.     

"阿波罗11"登月详解

"阿波罗11"号是NASA的"阿波罗"计划中的第5次载人任务,是人类第一次登月任务,三位执行此任务的航天员分别为指令长阿姆斯特朗、指令舱驾驶员迈克尔·科林斯与登月舱驾驶员巴兹·奥尔德林.1969年7月20日,阿姆斯特朗与奥尔德林成为了首次踏上月球的人.     

“阿波罗”载人登月工程

“阿波罗”载人登月工程是美国国家航空航天局在20世纪六七十年代组织实施的载人登月工程，或称“阿波罗计划”。“阿波罗”计划采用月球轨道交会法，用强大的“土星”5号运载火箭把50吨重的航天器送入月球轨道。航天器本身装有较小的火箭发动机，当它接近月球时，能使航天器减速进入绕月轨道。     

美国的空间交会对接技术

为了给"阿波罗"登月计划作技术准备,美国研制和发射了"双子星座"系列两舱式飞船,用于突破和掌握太空行走和空间交会对接技术。1966年3月,美国"双子星座"8号飞船与由"阿金纳"火箭末级改装的目标航天器实现了世界上首次交会对接。1969年7月,美国"阿波罗"指令舱与登月舱实现了首次月球轨道人控交会对接。进入20世纪80年代,美国投入巨大的人力、物力,     

固液混合推进技术在深空探测中的应用

正固液火箭发动机具有比冲较高、结构简单、安全性好、可多次启动和易实现推力调节等优点,在探空火箭、小型运载火箭、亚轨道载人飞船、靶标与导弹、深空探测飞行器中有广泛的应用前景。利用固液火箭发动机的优点,国外针对不同深空探测任务需求,发展了多种形式的固液动力系统方案。系统调研深空探测任务中固液混合推进技术的应用情况,对我国固液混合推进技术和深空探测发展具有重要参考价值。     

解谜三:登月的独立证据

支持NASA指挥载人飞船登陆这一观点的独立小组.提供了"阿波罗"登月的独立证据.此举动的意图之一在于反驳"阿波罗"登月骗局论,通过提供来自NASA和美国政府之外的证据,证明载人飞船的登月事实确如NASA所说.     

"阿波罗17"号的登月舱

“阿波罗17”号的登月舱——“挑战者”号,看起来很笨拙而且到处都是棱角。不过这并不要紧,因为它要在真空中飞行。这张非常清晰的照片,是指挥舱“美国”号在”挑战者”号登月的初期拍摄的。照片里可以看到登月舱四周的小型控制喷射器,而登月火箭引擎的喷口,位于登月舱的下方。     

两颗火箭“巨星”

正1967年11月9日,美国的土星5号火箭成功地进行了首次发射,把阿波罗4B无人飞船送入太空,人类历史上最大的超级火箭从此诞生了。土星5号后来因为多次成功发射阿波罗载人飞船,为美国的载人登月计划和天空实验室计划屡建奇功而举世闻名。相比之下,美国的另一个超级火箭——"新星"却鲜为人知。事实上,新星是一项更宏伟的火箭计划,它和土星5号一起堪称火箭星空中两颗最耀眼的"巨星"。     

图解世界载人航天发展史(二十七)

正登月前的三次载人飞行试验1966年12月21日,阿波罗8号飞船升空,这是第二次载人飞行,飞船没有携带登月舱,3天后进入环绕月球轨道,环月飞行20小时后安全返回地球。在环绕月球飞行10圈的过程中,3名航天员考察了未来阿波罗11号飞船预计的登月点——静海区域,成功地进行了电视直播,并拍摄了700余张月球照片和150张地球照片。左图为航天员拍摄的月面沃海区域的环形山;右图     

固液火箭发动机车轮形装药参数化设计与内弹道性能研究

装药设计和内弹道性能特性研究可为固液火箭发动机的设计和优化提供基础。建立了固液火箭发动机装药设计和内弹道计算的流程与方法,根据燃面退移规律,获得了车轮形装药燃烧面积、药柱通道面积等参数随燃去肉厚的变化关系。针对给定的设计指标及动力系统方案,开展了有中心孔车轮形、无中心孔车轮形、双D形及管形装药方案设计。计算结果表明:在相同的设计要求下,车轮形装药具有更大的燃烧面积、更高的装填分数及更小的药柱长径比;管形装药的氧燃比、燃烧室压强、推力等性能参数随时间变化更小;减小药柱外径可提高管形、双D形装药的装填分数,但同时会提高药柱的长径比。研究结果对车轮形装药固液火箭发动机内弹道特性及规律的认识可起到较好的支撑作用。      

载人小行星探测任务总体方案研究

设计了在近地轨道组装具有分组单元结构的载人深空飞船,包括核热推进单元、燃料储箱与供给单元、主动防辐射单元、人工重力单元、深空居住舱与多任务乘员舱等,给出了各个单元的尺寸与质量参数,并对主要单元的具体组成、功能和技术特点进行了分析。在此基础上,本文以编号4660的Nereus小行星为探测目标,设计了两脉冲转移初始轨道,并进行了轨道优化,得到了发射窗口和最优转移轨道。仿真结果表明,给出的最优两脉冲转移轨道单次施加脉冲在5km/s以内,单程转移时间在160d以内,能够满足未来能量较小的载人小行星探测任务。     

载人火星探测飞行方案

对世界各国载人火星探测的研究情况进行了简要综述,研究了国内外有关载人火星探测飞行方案,提出了载人火星探测方案确定的原则和方案基本思想.给出了一种载人火星探测飞行方案的总体设计,包括飞行轨道方案和载人火星飞船方案等.尤其对轨道设计的重要的两个参数——速度增量和飞行时间进行了详细计算.最后给出了飞行轨道选择、火星飞船从地球到火星和从火星返回地球等的轨道方案和火星飞船各组成部分方案的详细设计结果.     

First-order feasibility analysis of a space suit radiator concept based on estimation of water mass sublimation using Apollo mission data

Thermal control of a space suit during extravehicular activity (EVA) is typically accomplished by sublimating water to provide system cooling. Spacecraft, on the other hand, primarily rely on radiators to dissipate heat. Integrating a radiator into a space suit has been proposed as an alternative design that does not require mass consumption for heat transfer. While providing cooling without water loss offers potential benefits for EVA application, it is not currently practical to rely on a directional, fixed-emissivity radiator to maintain thermal equilibrium of a spacesuit where the radiator orientation, environmental temperature, and crew member metabolic heat load fluctuate unpredictably. One approach that might make this feasible, however, is the use of electrochromic devices that are capable of infrared emissivity modulation and can be actively controlled across the entire suit surface to regulate net heat flux for the system. Integrating these devices onto the irregular, compliant space suit material requires that they be fabricated on a flexible substrate, such as Kapton film. An initial assessment of whether or not this candidate technology presents a feasible design option was conducted by first characterizing the mass of water loss from sublimation that could theoretically be saved if an electrochromic suit radiator was employed for thermal control. This is particularly important for lunar surface exploration, where the expense of transporting water from Earth is excessive, but the technology is potentially beneficial for other space missions as well. In order to define a baseline for this analysis by comparison to actual data, historical documents from the Apollo missions were mined for comprehensive, detailed metabolic data from each lunar surface outing, and related data from NASA’s more recent “Advanced Lunar Walkback” tests were also analyzed. This metabolic database was then used to validate estimates for sublimator water consumption during surface EVAs, and solar elevation angles were added to predict the performance of an electrochromic space suit radiator under Apollo conditions. Then, using these actual data sets, the hypothetical water mass savings that would be expected had this technology been employed were calculated. The results indicate that electrochromic suit radiators would have reduced sublimator water consumption by 69.0% across the entire Apollo program, for a total mass savings of 68.5 kg to the lunar surface. Further analysis is needed to determine the net impact as a function of the complete system, taking into account both suit components and consumable mass, but the water mass reduction found in this study suggests a favorable system trade is likely.     

载人登月舱月面着陆缓冲装置设计与研制

基于着陆冲击动力学实现载人登月舱月面着陆缓冲装置的方案设计,并分别开展机构运动分析、振动响应分析和着陆冲击特性分析,对着陆缓冲装置进行了全面的仿真分析计算。在此基础上研制了全尺寸载人登月舱月面着陆缓冲装置原理样机,并结合分析优化结果进行了试验验证。该研究为研制大收拢比、大尺寸、大载重、低过载的载人登月舱月面着陆缓冲装置奠定了技术基础。     

微纳卫星L1点Halo轨道转移轨道设计

针对地月空间探测任务的高风险、高成本,提出了利用微纳卫星完成地月空间环境监测、未知空间探索及地月空间动力学验证的方案,从而为未来建立地月空间运输系统建立良好基础。借助地月空间三体动力学和小推力轨道设计中的直接法,设计了针对微纳卫星的低能耗地月转移方案。结果表明:微纳卫星借助火箭上面级,从GEO轨道出发飞向L1点Halo轨道,所需速度增量为1.033 km/s,转移时间为40.02 d;不借助火箭上面级,所需速度增量为1.397 5 km/s,转移时间为48.7 d。     

环月轨道交会的载人登月任务轨道与窗口规划

针对环月轨道(Low Lunar Orbit,LLO)共面交会支持的"人货分离"载人登月任务,提出了一种任务窗口与轨道一体化规划方法。分析了基于LLO共面交会的"人货分离"载人登月任务的基本流程和工程约束;针对任务各阶段窗口与轨道求解问题,提出了以动力下降时刻为迭代初值的窗口规划策略,并建立了高精度模型下的环月轨道、双二体模型下的人员和货物运输轨道规划模型。以载人月球探测中国科学家命名的环形山为假想背景,给出仿真实例,仿真结果验证了文章所提方法的正确性,为探月工程任务提供了一种有效的窗口与轨道设计工具。     

“嫦娥4号”月球背面软着陆任务设计

介绍了"嫦娥4号"月球背面软着陆任务设计方案。着陆区初步选定为月球背面南极–艾特肯(South PoleAitken,SPA)盆地内的冯·卡门(Von Kármán)撞击坑内。采用中继星实现着陆器和巡视器的对地通信,并选择环绕地月拉格朗日L2点的halo轨道作为其使命轨道。采用CZ-4C火箭和CZ-3B火箭,分别完成中继星和着陆器–巡视器组合体的发射。两器一星上共配置了6台国内研制科学载荷和3台国际合作科学载荷,开展以低频射电天文观测、巡视区形貌、矿物组份及浅层结构为主的科学探测。此外,还搭载了2颗月球轨道编队飞行微卫星、月面微型生态圈和大孔径激光角反射镜,分别开展超长波天文干涉测量试验、月面生态系统试验和超过地月距离的激光测距试验。通过创新设计顶层任务,充分继承成熟技术和产品,增加中继通信功能模块,开放资源引入高性能载荷和搭载项目,将实现一次低成本、短周期、大开放、高效益的月球探测任务。     

增材制造技术在载人航天工程中的应用与展望

近年来,增材制造技术在载人航天工程中的应用迅速发展。对熔融沉积成型技术、激光选区熔化技术、线材电弧增材制造技术、热喷涂增材技术、月壤增材制造技术等用于载人航天工程的增材制造技术及这些技术的应用领域进行了总结。对增材制造技术在在轨制造飞行器替换件、制造大型桁架等难以在地面制造或发射的部件、制造飞行器复杂部件等应用领域进行了总结。提出未来载人航天工程技术的增材制造中应发展适合载人航天工程的材料体系,应研究微重力环境下的增材制造技术,同时未来还应发展相关工艺。     

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。