空间站的在轨推进剂再加注问题

建立一个永久性空间站,在轨推进剂再加注将是一个十分重要问题。本文评述了国外研制的各种方案,介绍了先进的在轨推进剂再加注技术、特性和可能实施的方案。最后指出了在轨再加注中的一些技术难点。     

变轨发动机组辐射传热地面模拟试验

采用电加热器和水冷真空舱近似模拟发动机内外的高温燃气和低温真空环境，以敷辐射涂层的不锈钢代替铌合金，在地面进行了飞船变轨发动机组缩比试验件的高温辐射模拟试验。结果表明：中部温度为900℃，喷口温度为250℃的试验工况下，四机并联工作引起的最大周向温差在中亿部和喷口分别约为21℃和150℃，两机工况时周向温度不均匀性不及四机严重，喉部温差基本可忽略。     

定常幅值小推力登月飞行器轨道研究

 进行了基于平面三体模型的登月飞行器轨道控制方法的研究;研究了从近地低轨道到近月低轨道的飞行轨道;给出了在地球逃逸段、惯性漂移段和月球捕获段的运动轨迹和关键点的参数。提出使用“远地点可达”概念完成了地球逃逸段发动机推力终点的选择和使用飞行器相对月心能量完成了在月球捕获段止推发动机工作初始点的选择。     

用双流体—轨道模型模拟四角喷燃模型炉内三维湍流两相流动和煤粉燃烧

目前炉内两相流动和煤粉燃烧数值模拟中多半用颗粒随机轨道模型和单流体无滑移模型，这些模型都难以完整地给出三维空间内颗粒速度，浓度，湍流度分布的信息。主采用双流体－轨道模型（颗粒相连续介质－轨道模型）对一个四角喷燃模型炉内三维湍流两相流动及煤粉燃烧进行了模拟。此模型基于欧拉气相方程组、欧拉颗粒连续方程组和动量方程组以及拉氏颗粒能量方程和质量变化的方程，并使用k-ε-kp两相湍流模型，EBU－Arrhenius湍流燃烧模型，离散坐标辐射传热模型，煤粉颗粒的水分蒸发，热解挥发模型和焦炭燃烧的扩散－动力模型等。热态模拟中，为了减小为信散造成的影响，采用了扭转坐标法（将坐标扭转一定的角度使之与煤粉射流方程一致）。为了检验数值模拟，采用三维相位移普勒测速仪（PDPA）对于冷态模型炉内湍流两相流场进行了测量，得到了两相速度，湍流脉动及颗粒浓度的分布。分别对冷态模炉内两相流动和热态模型炉内三维两相流动和煤粉进行了模拟，冷态两相流动的计算与实验结果的对比表明预报的两相流场是合理的，热态模拟的结果给两相速度，气相温度、组分浓度及壁面热，显示出靠近出口处气相速度和温度分布不对称，造成一个局部高温区。     

中国航天

<正>再入返回飞行器服务舱飞离地月L2点探月工程三期再入返回飞行器服务舱已完成环绕地月系统拉格朗日-2点(简称地月L2点)的拓展试验任务,于1月4日23时实施逃逸机动,飞离地月L2点,1月中旬飞回月球轨道继续为嫦娥五号任务开展在轨验证试验。这是我国航天器首次到达地月L2点,服务舱实现了环绕该点飞行三圈,开展了全新的科学探测任务,验证了轨     

地球静止轨道卫星电推进位保策略研究

研究了利用电推进系统进行GEO卫星轨道保持问题,给出了一种基于日预报的位置保持策略。首先,根据GEO卫星轨道漂移规律,分析了小推力推进系统每日进行位保的可行性;然后,针对四电推力器配置构型,给出了每日轨道误差、各推力器工作时间与区间的预测方法;进一步,针对给定的定点位置,根据位保效果对电推进安装角进行了优化选择,并研究了推力变化对位保效果和燃料消耗的影响。以东经100°定点为例对所给方法进行了仿真验证,数值结果表明:所给策略可有效用于GEO卫星位置保持。     

地月平动点中继应用轨道维持

地月平动点中继应用轨道对于月球背面探测具有十分重要的应用价值,由于地月平动点的不稳定性,必须进行轨道维持。文章研究了真实力模型下月球平动点中继应用轨道的维持。首先,基于限制性三体问题下平动点轨道的运动特性,研究了平动点轨道维持的数学模型与维持策略,提出了平动点轨道维持的连续环绕控制方法,并给出了轨道维持的Halo和Lissajous两种控制方式;其次,充分考虑各天体和光压摄动下,采用数值手段研究了不同幅值的地月平动点周期中继应用轨道的维持间隔与速度增量等。研究结果表明:Lissajous控制方式适用于月球平动点中继应用轨道的维持,在给定测控精度条件下,维持间隔约7.4d,速度增量优于20m/s/a。该方法已经成功应用于我国"嫦娥2号"日地平动点任务和"嫦娥5T1"地月平动点任务并获得了良好的控制效果,还可直接应用于我国未来"嫦娥4号"等月球背面探测任务。     

附加先验轨道约束的LEO几何法实时精密定轨验证分析

低轨卫星的实时精密定轨能够极大拓展其完成复杂科学任务的能力,例如实时环境监测、机动控制和卫星自主导航等.本文根据几何法实时精密定轨模型,提出了附加LEO先验轨道约束从而改善实时定轨的精度、收敛速度和稳定性的构想.分别采用广播星历、超快速星历预报部分和实时精密星历,设计了6种实时定轨方案,并利用Swarm-A,B,C星7天的观测数据进行方案验证与分析.结果表明,使用广播星历、IGU和IGC星历的方案精度递增,附加先验轨道约束能够进一步提升精度.使用IGC星历并附加标准差为1m的先验轨道约束后,在径向、切向和法向的定轨精度分别达到6.12cm,5.55cm和4.98cm.此外,附加先验轨道约束能够显著提升收敛速度,使用IGC星历平均收敛时间约为31min,附加标准差为1m的先验轨道约束后收敛仅需约4min.      

小行星附近制导与控制研究综述

由于小行星具有引力场不规则、物理参数不确定性大、表面逃逸速度小等因素,使得小行星附近制导和控制极具挑战性。回顾了小行星探测任务的历史、现状和意义;针对小行星附近制导与控制研究的基础即小行星附近动力学,分析了研究现状;针对悬停、绕飞、转移、着陆等任务形式,详细介绍了轨道制导和控制方法方面的热点问题和研究现状;基于研究现状,列举了部分未来可进一步研究的方向和问题。     

高精度模型下Halo轨道设计研究

针对未来地月L2点Halo轨道空间站长期停泊任务,研究了高精度模型下Halo轨道设计方法。首先,详细推导了圆型限制性三体问题(Circular Restricted Three Body Problem,CR3BP)质心会合坐标系与高精度模型地心J2000坐标系之间的转换关系,并在此基础上,将CR3BP下的闭合Halo轨道转换到地心J2000坐标系得到了高精度模型下Halo轨道迭代初值。其次,采用序列二次规划(Sequence Quadratic Program,SQP)构造多层迭代格式,在高精度模型下对初值进行逐层修正。最后,通过仿真测试,验证了该方法的可行性与有效性。该研究结果可为未来平动点任务标称轨道设计方案的制定提供参考。