ISS外部将安装Bartolomeo商用研究平台

正ESA网站2018年3月5日报道,ESA成功建造并试验一种新型吸气式电推进器,可利用在高层大气吸入的稀薄空气作为推进剂,为实现卫星在低轨道长期飞行开辟道路。常规电推进器工作寿命受所携带的推进剂(通常为氙气)容量限制,一旦耗尽,任务也将结束。而吸气式电推进器用大气分子替代推进剂,可在其他行星大气层外缘飞行,如执行火星任务时可吸入二     

GEO卫星基于电推进系统的倾角与偏心率联合控制方法

针对配置电推力器的GEO卫星位置保持问题,提出一种对倾角与偏心率进行联合控制的方法,建立了求解控制方程的优化模型,并针对优化模型变量多、约束复杂的问题进行降维处理,得到两种简化的求解方法,降低了求解复杂度与计算量,适合星上自主计算。采用联合控制方法,仅靠电推力器就能够同时实现卫星倾角和偏心率的高精度控制,有效降低卫星位置保持总的推进剂消耗。仿真算例表明,与电推力器只控倾角的传统方法相比,在保证偏心率控制精度不变的前提下,采用电推力器倾角与偏心率联合控制方法,15年寿命期内节省推进剂质量39kg。     

大功率轨道转移航天器全电推进系统研究

采用基于电推进的空间运输系统(转移级)完成使命,相对于采用化学推进可节省大量的推进剂,能够显著降低航天器的发射重量或者把更多的有效载荷送达探测目标地。调研了国外大功率电推力器的研究情况,针对近地空间的大功率轨道转移航天器任务需求,给出了电推进系统方案设计,并对采用不同性能指标推力器的多种方案进行对比,得到综合最优的方案。最后针对我国电推进技术发展现状,给出了我国大功率电推力器的关键技术和发展建议。     

基于电推力器进行南北位置保持的一种地球同步轨道注入参数方法

摘要： 电推力器在静止轨道卫星上应用越来越广泛,特别是基于电推力器进行南北位置保持,可以有效节省推进剂.提出改进的GPS星历参数解析算法,在此基础上考虑包含电推力模型在内多摄动项模型进行地面精密轨道计算,采用微分修正法,提出一种地球同步轨道注入参数方法,该方法可应用于星上自主完成基于电推力器的南北位置保持.仿真算例表明使用该方法得到的轨道注入参数,卫星能够在保证姿态确定精度的同时,完成南北位置保持任务.     

场发射电推力器的参数选择与调控方法

场发射电推力器具有几种不同的发射模式，分别产生荷质比不同的带电液滴或带电离子，使得不同模式下推力性能差别显著。针对不同的空间应用，需要设计不同种类的场发射电推力器，使其达到相应的推力参数。为此对场发射电推力器的发射过程展开分析，确定了推力参数的调控方法。首先对场发射电推力器的基本工作原理进行了阐述，并对不同发射模式的基础物理机制进行了分析。在此基础上通过理论计算得出采用不同推进剂可达到不同发射模式这一结论，并最终得出推力器性能参数的调控方法，论证了推力性能受到推进剂种类和发射模式的影响，在离子发射模式下处于高比冲、低推力工况，而液滴发射模式下处于低比冲、高推力工况。此外推力参数还受到供给流量、外加电压等多种因素的影响。在得到推力器参数的调控方法后，设计了一种主动供给型离子液体电推力器，以离子液体EMI BF4作为推进剂，进行了相应的试验研究。通过改变外加电压，实现了对推力器推力性能的调控，证实了此调控方法的可行性。推力器达到的推力范围为1.6~10μN，比冲范围为154~978s。     

基于CFD的10 cm氙离子推力器阳极推进剂供给方式优化

离子推力器阳极推进剂在放电室内的浓度分布及其变化梯度的设计是放电室放电模式可靠性设计的关键技术之一，直接影响到放电室内推进剂的电离效率及放电稳定性。针对航天器在轨多目标飞行任务对10 cm氙离子推力器的应用需求，为提高10 cm氙离子推力器放电室空腔内阳极推进剂供给的均匀性，实现推进剂利用率的有效提升，运用计算流体动力学（CFD）理论，建立了包括阳极推进剂、进气管和分配环在内的CFD阳极环模型，研究了未发生气体放电情况下，不同供给方式时阳极环内阳极推进剂的压强与流速变化情况。在此基础上，分析了阳极推进剂供给方式对10 cm氙离子推力器放电室空腔内阳极推进剂分布特性的影响作用关系。将优化前后的阳极环在10 cm氙离子推力器中进行了性能对比，结果表明:优化后阳极推进剂电离损耗由277.9 W/A降至241.2 W/A，放电室阳极推进剂利用率由91.7%提升至98.4%，验证了CFD计算结果的正确性与方法的可行性。研究结果为离子推力器放电室拓扑结构设计与优化提供了方法。      

超声电喷推进机理研究

超声电喷推进是一种新型的电推进技术,主要用于解决胶体推力器等电推力器发射点集成困难、发射点数密度低的问题。通过将超声振动产生的大量微细驻波作为发射源,超声电喷推进将从根本上提高发射点的数目和密度,形成较大的推力密度。文章对超声电喷推进的发射机理进行了研究,得到相应的理论发射模型。通过对发射表面上微细驻波的形成过程、带电液滴的分离过程进行理论分析,建立了静电场条件下微细驻波波峰临界状态的平衡方程,推导出微细驻波波峰局部半径以及发射液滴尺寸的理论解,并提出了发射电流、比冲和推力的估算方程。在此基础上,分析了极间电场强度、超声振动频率、超声振动功率、推进剂性能黏度、推进剂表面张力系数和电导率对超声电喷推进性能的影响规律,并进行了试验验证。     

烧蚀型脉冲等离子体推力器能量分配机理

脉冲等离子体推力器（以下简称PPT）效率低下的缺点一直为使用者所诟病,但过去对其能量分配机理的研究十分匮乏,难以为高效率PPT的设计提供参考。针对这一现状,本研究以平板式烧蚀型PPT为对象,对推力器在4种不同放电能量（能量比1：2：3：4）下工作的电压、电流和脉冲烧蚀质量进行测量,并根据测量结果估算PPT的元冲量、比冲、效率等推进性能。此外,本研究还建立了能估算PPT推进剂利用率的数值模型,并用该模型分析实验研究结果。研究结果表明,能量利用率和推进剂利用率低下同时导致PPT推力器效率低下,随着放电能量的增加,PPT的能量利用率和推力器效率上升,分别从5.07%和2.88%逐渐提高至16.46%和5.23%,但推进剂利用率反而降低,由56.8%逐渐降低至31.8%。     

主带小行星采样返回任务中的离子电推进应用方案

由于离子电推进的高比冲特性,采用它执行小行星探测器巡航阶段轨道机动任务时,将使探测器在同样的有效载荷下的发射重量大大减轻。针对我国规划中的主带小行星采样返回任务,调研了国外离子电推进在深空探测任务中的应用情况,在借鉴国外成功经验和任务需求分析的基础上,设计了主带小行星探测器离子电推进系统方案和应用策略,计算了在目前离子推力器寿命水平下,既定探测任务对离子电推进推力、比冲、推进剂量以及功耗需求。研究表明,目前研制的离子推力器可以满足规划中的主带小行星探测任务需求。研究成果对探测器的方案设计有参考价值。     

放电电压和屏栅电压对离子推力器性能的影响

利用试验和数值模拟相结合的方法研究6 cm Kaufman离子推力器放电电压和屏栅电压的变化对其工作性能的影响。试验中,离子推力器使用氩气作为推进剂,测量了多组不同工况下的性能参数。此外,基于Goebel的理论模型模拟了放电电压对束流电流和推进剂利用率的影响;采用单元内粒子 蒙特卡罗碰撞（PIC-MCC方法模拟屏栅电压对束流电流、推进剂利用率和加速栅极电流的影响。试验和数值模拟结果一致,发现当放电电压逐渐增大时,引出的束流电流和推进剂利用率先增加然后趋于稳定;当屏栅电压逐渐增大时,引出的束流电流和推进剂利用率先增加然后趋于稳定,加速栅极电流先减小后趋于稳定。研究可以为提高多模式离子推力器的性能提供参考。     

电推进系统在静止轨道卫星平台上应用的关键技术

在未来静止轨道平台上应用电推进系统是我国航天事业发展的必然趋势。将氙离子电推进系统(XIPS)应用于静止轨道卫星平台,除了要解决电推力器本身的问题之外,还要在系统应用方面做大量工作。以该静止轨道卫星对电推进系统的需求为基础,从三个方面对电推进系统在未来静止轨道平台上应用所涉及到的关键技术进行了分类及梳理:一是电推进系统与电推力器之间的关系,包括电推力器与推进剂贮存和供给子系统、电源子系统、控制子系统联合工作所涉及到的关键技术;二是电推进系统与化学推进系统的协调工作,包括两种推进系统的任务分工及相互影响所涉及到的关键技术;三是电推进系统对整星及大系统的影响,包括电推进系统对电源、热控、羽流污染控制、电磁兼容性(EMC)、遥测遥控、自主管理等所涉及到的关键技术。通过对这三个方面的关键技术进行梳理,明确了电推进系统在整星上应用所需要开展的工作。     

小行星探测电推进系统方案研究

小行星探测以及资源开发与利用对国家抢占深空探测主动权和制高点有着不可估量的战略意义。电推进具有高比冲、长寿命和高度自主巡航等特点,小行星探测器采用电推进执行巡航阶段轨道机动任务,将大幅减少推进剂重量和提高载重比。调研了国外小行星探测的电推进系统方案,针对我国小行星探测对电推进系统的任务需求及现有电推力器的技术基础,提出了5种电推进系统方案,并进行多维度对比,对最优方案进行了设计和关键技术梳理。     

1N ADN基推力器瞬态启动性能试验研究

为研究1N ADN基推力器的瞬态启动性能，给推力器在轨使用提供参考，通过设计推力器高空模拟热试车系列工况，研究了催化床不同预热温度、喷注压力、不同寿命阶段推力器的瞬态启动性能，获得不同条件下推力器开机加速性t90指标.结果表明1N ADN基推力器t90随预热温度的上升呈现先减小后增大的趋势；推力器喷注压力降低，t90变大；同时，研究了ADN基 推进剂地面存储时长对推力器的瞬态启动性能的影响，实验结果显示在存贮时间内，推力器t90指标保持稳定.     

5 kW环型离子推力器试验研究

针对未来深空探测任务对高功率电推力器的需求,兰州空间技术物理研究所开展了5 k W环型离子推力器的研制。环型离子推力器放电室设计与传统离子推力器有很大不同,面临着放电不稳定、不均匀、放电损耗过大等潜在的技术风险。在原理样机完成设计、制造工作后,开展了试验研究工作,通过性能摸底试验对推力器电气参数变化规律进行研究并找到最佳的工作点,通过等离子体诊断试验对放电室内等离子体密度和电子温度分布情况进行研究。试验结果表明:环型放电室在很宽的放电电流范围内都有很高的稳定性,在单阴极偏置的情况下推力器束流仍然具有较好的均匀性,初步验证了环型离子推力器概念的可行性,为下一步优化设计打下了技术基础。     

地球静止轨道LIPS-300离子电推力器热设计与优化

LIPS-300离子电推力器工作时产生的大量热耗会严重影响其工作性能,因此推力器的热控设计和在轨温度预计是推力器设计的关键技术之一。文章首先提出了地球静止轨道LIPS-300离子电推力器热设计,建立了离子电推力器热分析有限元模型。然后,针对典型的地球静止轨道位保工况开展了LIPS-300离子电推力器的在轨热分析,得到了LIPS-300离子电推力器重点部件在轨工作时的温度预计：下极靴、阳极筒、屏栅、下磁钢为主要的高温位置,且下磁钢温度可能超出材料温度上限。最后,基于热分析的结果结合离子电推力器的特点提出适当增加外壳散热面积是离子电推力器优化设计的有效方向,而增强阳极筒、极靴与屏栅筒间的内部换热是无效的设计优化方向。     

我国电推力器空心阴极寿命达国际先进水平

正近日,中国航天科技集团公司六院801所电推进技术取得重大突破——我国千瓦级霍尔推力器的空心阴极长寿命试验率先突破28000小时,累计点火15000次,验证寿命时间达到国际先进水平。该项技术的突破为我国电推进系统的空间应用奠定了坚实基础。空心阴极被誉为电推力器的"心脏",是决定电推力器、电推进     

单组元推力器毛细管两相流影响分析

单组元推力器在工作过程中产生的高温向毛细管处传递,使毛细管内产生气液两相流动。随着推进剂流量的减小,气相组分将不断增加,并会产生明显的气阻。文章就气阻对推力器的影响进行了专题研究,采用FLUENT软件,基于体积分数模型和多相流控制方程,对84种条件下毛细管内两相流的分布情况和两相流对推力器毛细管压差的影响情况进行了数值模拟,并通过两种推力器热试车开展了毛细管内两相流对推力器燃压影响的专项试验。数值模拟结果和试验结果表明,在毛细管内径足够小时,毛细管内的两相流引起的气阻均会导致毛细管内部压降的突然变化,从而引起推力器燃压阶跃,燃压逐渐降低,并进一步影响推力,使推力逐渐下降。     

M5型微波离子推力器10000h寿命试验

微波离子电推力器具有体积小、无热阴极、启动时间快、工作寿命长等优点,非常适用于空间推进领域。为了验证上海航天控制技术研究所研制的一款百瓦级电推力器M5型微波离子推力器的寿命,进行了10000h的寿命和10000次重复启动考核实验,在实验过程中,测试推力器工作性能参数和启动性能,通过对测试数据的分析来判断推力器的工作状态。实验表明M5型微波离子推力器连续累计工作10000h后,性能指标满足设计要求,累计重复启动10000次后启动性能未出现明显下降。证明M5型微波离子推力器寿命超过10000h,重复启动次数大于10000次。     

静止轨道卫星东西位置保持控制参数的优化方法

为提高静止轨道卫星东西位置保持的轨道控制精度,提出一种优化轨道控制参数和推进剂消耗量估算的方法.这种方法考虑卫星轨道机动期间其姿态控制喷气对卫星轨道的摄动力,据此对位置保持参数中的轨控推力器点火时间进行补偿,并根据所有推力器的喷气时间估算推进剂消耗量,以修正轨控策略,实现更加精准的轨道控制效果.以在轨运行的静止轨道卫星的多次向西位置保持的变轨参数优化过程为实例,验证本方法的有效性和正确性,可应用于后续静止轨道卫星东西位置的实际操作中.     

基于区域平均燃料消耗的推力器配置问题

摘要： 为实现精准的交会对接需要同时进行相对位置与相对姿态的六自由度控制.在控制指令一定的情况下,不同的推力器配置以及不同的控制分配算法会带来不同的推进剂消耗.实际任务中,可以从时间和空间上对控制指令进行划分,即控制指令在一段时间内集中在一定的空间区域内.本文提出发动机配置区域平均燃料消耗的度量指标,针对三维和六维控制任务给出区域平均燃料消耗的计算方法,进而提出对推力器配置阵的优化思路,对于完善控制指令分配和推力器配置设计与优化有重要的意义.