低温推进剂在轨贮存与管理技术研究

低温推进剂由于其比冲高、无毒无污染,是载人和深空探测的首选推进剂。为解决空间恶劣的热环境和微重力环境下推进剂大量蒸发损耗及推进剂的气液两相混合等问题,以低温推进剂的在轨贮存与管理技术为研究对象,给出低温推进剂绝热的贮存方案和微重力气液分离的管理方案。并对其中的适用中短期任务的方案进行日蒸发率等指标核算,然后对方案中的热力学参数变化对系统方案中的蒸发量控制等影响进行讨论。最终给出针对载人登月等短期项目的低温推进剂在轨贮存与管理的推荐方案。     

载人飞船推进剂剩余量在轨直接测量技术

在载人航天工程交会对接任务中,基于对载人飞船推进剂剩余量在轨实时高精度测量需求的背景,采用理论分析和试验验证相结合的方法,研究了剩余量直接在轨测量技术原理、影响测量精度的因素及解决措施等问题。研究表明,在轨推进剂剩余量直接测量系统方案具有易于实现,测量精度高,同时能够实时、直观反映系统中各贮箱推进剂消耗情况等特点。     

低温推进剂在轨贮存与管理系统方案研究

为解决空间恶劣热环境和微重力环境下推进剂大量蒸发损耗及推进剂的气液两相混合等问题,低温推进剂在轨贮存与管理系统应具备绝热、贮箱压力控制、推进剂管理、热量转移及制冷等功能。以载人月球探测任务、载人火星探测任务中低温轨道转移级为背景,阐述了低温推进剂在轨贮存与管理系统的方案:低温贮箱采用泡沫+多层隔热材料复合结构、基于碳纤维复合材料的V20型杆系连接支撑结构、可充填式启动篮推进剂管理装置等方案;载人月球探测任务中低温轨道转移级压力控制可采用推进剂沉底排气方案;对于载人火星探测任务,低温轨道转移级压力控制可采用热力学排气方案,并采用低温制冷机主动制冷。     

长期在轨贮存低温推进剂过冷度获取方案研究

增大低温推进剂入轨时的过冷度可显著延长低温燃料在轨贮存期限.通过文献调研与理论分析,介绍了4种低温推进剂过冷度获取方案的工作过程与研究现状,分析了不同方案的优缺点,在此基础上提出了我国开展相关研究的思路.研究表明:①为了减小过冷度获取成本,应采用先加注后冷却的操作程序,且制冷系统尽可能靠近目标贮箱;②液氧、液态甲烷可通过液氮池沸腾提供过冷度;③氦气喷射预冷消耗氦气量巨大,建议仅针对小型液氢采用此技术;④热力学低温流体过冷器(TCS)技术具有总体质量轻、投入能量少等优点,在液氢过冷度获取方面具有可观的应用前景.可为我国开展低温推进剂过冷度相关研究提供参考.      

液体推进剂在轨剩余量测量方法研究进展

介绍了在轨航天器液体推进剂剩余量测量技术国内外研究进展,并展望了未来的研究方向。首先简要介绍了造成微重力条件下液体推进剂剩余量测量困难的原因;接着回顾了液体推进剂剩余量测量技术的发展脉络,将其技术发展分为技术萌芽、技术成熟和新技术探索三个阶段;然后从基本原理、误差分析、研究进展等方面综述了常用的簿记法(Book-Keeping,BK)、压力体积温度法(Pressure-Volume-Temperature,PVT)和热量激励法(Thermal Gauging Method,TGM)等液体推进剂在轨剩余量测量技术,对比分析了各种方法的优缺点;最后,展望了液体推进剂在轨剩余量测量技术的发展方向:一是利用不同测量技术在不同卫星寿命期间具有不同测量精度的特点,将多种测量技术进行结合,以提高整体测量精度;二是开发适用于卫星全寿命周期高精度测量的新方法。     

推进飞行器低温推进剂在轨贮存被动蒸发控制方案研究

在对低温推进剂在轨贮存技术简要概述的基础上,针对推进飞行器的2种构型,提出了3种低温推进剂在轨贮存被动蒸发控制方案,建立了技术方案中复合绝热结构和蒸汽冷却屏的传热分析模型,对不同轨道、不同构型和多个蒸发控制方案的低温贮箱漏热量和蒸发量进行了计算和分析。结果表明,绝热结构隔热性能为0.05 W/(m2·K)时,被动蒸发控制方案可控制液氢贮箱蒸发率为0.4%~1.1%/天;近地轨道低温贮箱的蒸发量明显大于地月转移轨道的蒸发量;蒸汽冷却屏可以明显减小低温贮箱的漏热;随着绝热结构隔热性能的增加,低温贮箱的漏热量减小。     

在轨卫星液体推进剂测量技术评述

回顾了在轨卫星液体推进剂测量技术发展概况。介绍了各种已开发的具体测量方法，并在相互比较的基础上作出了评述。最后对我国开展该项工作提出建议。     

一种基于首发货运飞船的姿态控制试验方案研究

针对首发货运飞船的任务特点,兼顾未来空间站的需求,提出姿态控制试验系统方案,用于首发货运飞船。在基本不改变标准平台状态的前提下,可在轨验证满足后续型号任务需求的扩展平台功能,减少自主飞行与离轨推进剂消耗量共计560~690 kg,更好地满足了其他飞行任务与试验的推进剂需求,同时还可提前验证空间站关键单机。分析了三轴对地、连续偏航、90°俯仰对地、俯仰机动、组合体CMG融合使用等姿控模式,并进行了仿真,验证了方案的可行性。     

推进剂交叉输送技术综述及概念研究

介绍了液体运载火箭推进剂交叉输送技术的分类及概念。对国外常用的推进剂交叉输送技术方案进行了对比,分析了其技术优势及应用前景。阐明了推进剂交叉输送技术应用的关键技术。分析认为推进剂交叉输送系统能够显著提高运载火箭的运载能力,并能够实现动力系统冗余。     

液体火箭推进剂交叉输送系统试验研究

为研究推进剂交叉输送技术在捆绑式运载火箭中应用的系统方案及其工作原理,提出了一种推进剂交叉输送系统方案并开展了地面原理试验。通过分析试验中的压力等参数,获得了推进剂交叉输送系统泵前压力特性。通过自动解锁分离试验验证了隔离、解锁、分离方案的可靠性,验证了剩余推进剂排放技术的可行性。在不考虑气液换热过程、不考虑阀门延迟时间的假设下,建立了试验系统的AMEsim仿真模型。仿真计算结果与试验结果吻合。试验及仿真结果表明,该方案合理,时序动作正确,推进剂切换过程隔离阀前压力连续稳定。     

空间机械臂技术综述及展望

介绍了国外空间机械臂在轨技术验证与工程应用的概况,从任务类型、构型配置、末端执行器与操作方式方面分析了空间机械臂技术的发展趋势。综述了空间机械臂的任务规划、系统控制、路径规划、视觉感知、末端执行器、遥操作控制及地面试验验证7项关键技术。介绍了中国试验七号与天宫二号空间机械臂在轨验证情况,重点介绍了正在研制的中国空间站机械臂基本方案。最后,总结了目前空间机械臂技术存在的问题,并对中国未来空间机械臂技术发展提出了建议。     

空间站维修性系统设计与验证方法研究

空间站在轨运行时间长,因此需采用维修性设计和在轨维修的方法实现长寿命高可靠在轨运行。根据维修性设计理论,结合工程实际,提出了基于产品特性分析的维修需求分析方法和维修支持下的可靠度计算方法。明确了系统维修性设计应包括布局、供电、信息、故障检测、维修工作模式等设计内容。并根据维修难度,提出了四级维修策略。最后根据在轨维修特点,提出了地面试验验证和仿真验证的方法。为空间站系统维修性设计提供了一个技术途径。     

我国空间站运行的测控通信工作模式初探

在分析我国载人空间站在轨运行的任务特点和对测控通信提出的新要求的基础上,对测控通信工作模式进行了探讨。针对任务中心,采用分布式模式进行任务的组织和实施,建立常态化工作体系;针对测控通信资源的使用,对资源进行简化、优化,发挥天、地基各自优势,并实现天地基资源统一调度;针对在轨故障诊断和应急处置,提出了“天地联合,以地为主”的载人航天故障诊断模式和实现途径;针对空间站遥操作需求,提出了一套工作模式和实施流程;针对测控通信长期执行任务的可靠性,提出了任务中心容灾备份工作模式和通信路由的备份模式。以期为后续任务工作模式设计提供参考。     

中国电推进技术发展及展望

为了促进国内电推进技术的发展,简要介绍了国际上主要电推力器的种类和特点,并结合国外电推进技术的研究及在轨应用情况,介绍了中国电推进技术发展过程和应用现状,总结了国内外电推进技术的发展趋势。在此基础上,根据国内深空探测、商业航天、重力场测量、引力波探测等空间任务对推进器的高比冲、长寿命、宽调节范围、低成本、高精度等需求,提出了国内电推进技术应该将小型离子推力器、大型霍尔推力器、脉冲等离子体推力器以及无拖曳控制推力器作为重点发展方向的建议。     

地球静止轨道通信卫星位置保持原理及实施策略

本文从工程应用的角度详尽地介绍了同步通信卫星在定点位置漂移的原因及计算方法，以我国在轨运行的东方红三号卫星和风云二号卫星为例，给出了大量工程实测数据，并给出了定点保持实施策略，它们已经成功地运用到我国在轨同步卫星的管理。     

载人航天器在轨自主健康管理系统体系结构及关键技术探讨

针对载人航天器复杂化、任务多样化、在轨运行长期化的发展趋势,及由此对航天器在轨自主健康管理的能力提出的更迫切的需求,提出了一种在轨自主健康管理系统分层体系结构,并采用Observe-Orient-Decide-Act循环描述健康管理子行为之间的交互模型,可实现准确、高效的自主健康管理。并以空间站系统为例,研究了分层分级的服务部署、分类故障诊断、故障模型配置、基于构件的软件实现等关键技术。     

面向航天器在轨装配的数字孪生技术

构建航天器在轨维修维护能力是确保空间系统长期稳定工作的有效途径,而对于空间环境中的在轨装配过程的模拟、监控、诊断和预测,目前的研究尚处于探索阶段,研究成果相对较少且缺乏整体解决方案。提出采用构建航天器数字孪生体的方式,来抽象表达航天器完成在轨装配的过程、状态和行为。首先分析了在轨装配航天器的结构组成及功能需求,然后系统阐述了航天器数字孪生体的数据组成、实现方式和作用,最后给出了航天器数字孪生体在设计、制造和在轨服务阶段的实施途径,并对航天器数字孪生体的作用进行了总结和展望。     

空间电动力绳系电流峰值点变化规律研究

为研究电流峰值点在几种影响因素下的变化规律,建立一种能够捕捉绳系电子发射与收集自洽平衡过程的新算法——电路空间耦合算法。为验证该方法的计算精度,以1.35kW霍尔推力器为等离子体源,在真空舱内开展绳系的电荷收集试验,在电路参数方面,计算精度约为12.8%,在场参数方面,计算精度约为3.6%。在此基础上,针对不同偏置电压、绳系长度以及绳系直径,对绳系的绳上电流分布、电势分布以及空间电势分布等参数进行数值计算。结果显示:电动力绳系的电流峰值点会随着偏置电压升高、绳系长度增加及绳系直径增大而发生比例上的向阳极端漂移,揭示了电子轨道运动限制的机制在各类壁面电荷输运机制中占优,导致电流峰值点漂移的产生。     

在轨服务中非合作目标空间圆检测方法研究

为自主完成空间服务任务,需要满足各种功能需求、突破多种关键技术。针对在轨服务中具有圆特征的非合作目标空间圆（星箭对接环、发动机喷管等）,首先分析了非合作目标空间圆检测技术在在轨服务系统中的主要应用;然后提出了一种非合作目标空间圆的检测方法,通过Canny算子检测边缘,并用Freeman链码法对边缘进行提取分类,再利用RED算法进行非合作目标空间圆检测;最后给出仿真结果,在保证检测精度的前提下,较传统的RED算法明显降低了算法的耗时量。     

国外空中加油技术的发展和展望

在简要地回顾了空中加油技术产生的背景和发展过程之后，较详细地介绍了其在空战中的实际应用和海湾战争时期各参战国的加油机装备情况，然后着重叙述目前世界上使用的两种空中加油系统（伸缩套管式加油设备和插头锥管式加油设备）；空中加油飞行技术和曾经进行的主要试验项目，未来空中加油机的发展趋势及尚待解决的问题。