中国宇航学会深空探测技术专业委员会会刊

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2018年  第5卷  第4期

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2018年第5卷第4期目录
特约稿
深远空连续推进动力与施图林格解的解析
栾恩杰
2018, 5(4): 301-322. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.001
摘要(1212) HTML (43) PDF 1388KB(781)
摘要:
针对太阳系远深距离的探测将是人类下一阶段深空探测活动的主要目标。这一目标的实现依赖于探测器连续推进动力技术的突破。从描述连续常值推力下太空飞行的施图林格解出发,对其中反映的深远空飞行任务有效载荷比、任务时间、飞行距离等关键参数与发动机性能之间的关系进行了深入分析。给出了在特定任务时长、特定飞行距离要求下发动机比冲、功率需要满足的条件及其对有效载荷比、最终飞行速度等指标的影响。此外,基于二体轨道动力学对太阳系行星探测的大椭圆转移轨道和转移能量进行了推导,并对连续推力的太阳帆任务方案涉及的关键技术指标做了理论性的计算。这些结论是对深空探测连续推力方案基础理论的归纳,可以为我国未来开展深远空探测活动提供重要的启发和指导。
专题:深空推进技术 (主持人:李永 研究员,北京控制工程研究所)
深空探测推进技术发展趋势
李永, 丁凤林, 周成
2018, 5(4): 323-330. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.002
摘要(1345) HTML (37) PDF 5573KB(975)
摘要:
推进技术是制约深空探测能力的重要因素,由于深空探测航天器自身特点和任务需求的多样性,对推进系统类型的要求也不尽相同,需要在推力、比冲、功率、重量等关键指标选择方面进行综合衡量。对当前和未来适用于深空探测任务需求的几种典型空间推进技术的发展情况进行了阐述,包括混合模式推进技术、太阳能电推进技术、空间核电推进技术、帆类推进技术等,介绍了这些技术的研究进展和应用情况,并对后续应用进行了展望,为我国深空探测推进技术发展提供参考。
等离子体磁流体发电研究进展
黄护林, 李林永, 李来, 刘飞标
2018, 5(4): 331-346. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.003
摘要(1190) HTML (47) PDF 1067KB(1040)
摘要:

简要分析了等离子体磁流体发电系统的工作原理和发电过程,阐述了目前磁流体发电研究中的重点和关键问题,从数值模拟和实验研究两方面回顾了国内外的研究情况和研究进展。分析认为等离子体磁流体动力学将会受到越来越多的重视,且将会推动航空航天技术的进步。

小行星探测电推进系统方案研究
李宗良, 高俊, 刘国西, 周成, 汤章阳, 邹达人
2018, 5(4): 347-353. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.004
摘要(1316) HTML (52) PDF 691KB(954)
摘要:
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。
磁屏蔽霍尔推力器技术的发展与展望
徐亚男, 康小录, 余水淋
2018, 5(4): 354-360. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.005
摘要(1236) HTML (18) PDF 941KB(843)
摘要:
磁屏蔽霍尔推力器技术是近年来霍尔推进领域最具影响的创新突破,对于拓展霍尔推力器的应用范围,提高推力器的寿命具有重要意义。介绍了磁屏蔽霍尔推力器的原理及优缺点,从磁屏蔽的提出与验证、不同功率量级霍尔推力器的磁屏蔽技术以及磁屏蔽霍尔推力器热设计、背景压力敏感性、振荡模式转换等方面介绍了磁屏蔽的研究现状,并对未来磁屏蔽霍尔推力器技术的发展进行了展望。
空间核电推进系统比质量优化建模及其木星探测应用分析
周成, 吴延龙, 魏延明, 李永, 王戈, 丛云天, 孙鲲, 王磊
2018, 5(4): 361-366. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.006
摘要(1380) HTML (65) PDF 811KB(816)
摘要:
空间核电推进(Nuclear Electric Propulsion,NEP)系统是一种将核热能转换成电能,并驱动大功率电推力器而产生推力的革命性空间推进技术。和传统推进技术相比,NEP具有高比冲、大功率、长寿命等技术优势,非常适合未来大规模深空探测任务。基于NEP系统组成和小推力轨道理论,建立了以有效载荷为目标的NEP系统比质量优化模型。该模型能够解析NEP航天器的轨道运行时间、比质量、功率与有效载荷比的复杂耦合关系,为任务优化提供了计算依据。最后,利用该模型对NEP系统完成NASA “Juno号” 航天任务进行了技术指标评估分析。计算表明,当NEP系统比质量达到4.8 kg/kWe时,其能将“Juno号”航天任务的地木转移时间由2 266 d缩短至665 d,有效载荷由160 kg提高到1 179 kg,极大地提高了航天器的探测能力,为任务方案的可行性论证和后续设计提供参考。
大功率轨道转移航天器全电推进系统研究
汤章阳, 周成, 韩冬, 马雪, 陈涛
2018, 5(4): 367-373. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.007
摘要(1403) HTML (10) PDF 543KB(611)
摘要:
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。
论文
月球基地建设方案设想
袁勇, 赵晨, 胡震宇
2018, 5(4): 374-381. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.008
摘要(1641) HTML (79) PDF 579KB(1330)
摘要:
随着月球探测的深入发展,国内外众多月球探测方案和月球开发计划均将月球基地建设作为一个重要目标。月球基地建设将服务于后续无人月球探测和载人登月探测任务。通过月球基地的功能和意义分析,对月球基地的选址约束、建设步骤和实施过程提出了初步构想,并针对典型的探测站/器进行了分析。在此基础上,根据我国运载能力,提出了月球基地方案构想,并对月球基地建设的若干关键问题进行了初步探讨,可为后续月球基地建设提供参考。
基于中国深空站的木星探测器开环测量试验
陈略, 平劲松, 李文潇, 韩松涛, 刘庆, 陈永强, 张建辉, 简念川
2018, 5(4): 382-386. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.009
摘要(1299) HTML (38) PDF 685KB(674)
摘要:
中国深空网的建立用以支持我国正在实施的探月工程及后续火星、小行星、木星等探测任务。为验证中国深空网的跟踪测量能力,并获取行星无线电测量数据,基于中国深空站开展了对木星在轨探测器“朱诺号”(Juno)的跟踪测量试验与数据处理分析。在分析各种观测约束条件的基础上,首次实现了中国深空站在地—木距离上的深空探测器开环跟踪测量,通过VLBI数据采集记录终端原始探测器信号,经信号处理提取“朱诺号”探测器的主载波频率。采用傅里叶变换(Fast Fourier Transform,FFT)、线性调频Z变化及信号本地重构相关的联合信号处理方法,“朱诺号”探测器主载波频率提取噪声水平在10 μHz水平,有效验证了深空开环测量技术,为后续我国深空探测任务积累了有益经验。
有大气行星悬飞探测初步设想与可行性探讨
邢卓异, 马玉伟, 朱舜杰, 白崇延
2018, 5(4): 387-391. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.010
摘要(1013) HTML (12) PDF 694KB(664)
摘要:
提出了一种有大气地外行星悬飞探测方式,该探测方式是利用被探测天体存在大气的环境特点,实现探测器在被测天体的“飞行”机动,克服目前已有的环绕探测、着陆探测、巡视探测和采样返回探测四类无人深空探测方式受地形、地貌约束无法实现大范围机动就位探测的不足。提出了悬飞探测器的典型任务工作模式设想,建立了悬飞探测器的六自由度动力学模型,并针对太阳系内典型的有大气行星环境(火星和土卫六)特点,给出了悬飞探测器的动力学特性并开展了仿真分析。在此基础上,首次提出了悬飞探测器的可行性约束系数,为悬飞探测器在深空探测的可行性研究提供了理论依据。
一种通用的航天器在轨分离设计方法
盛瑞卿, 陈春亮, 邢卓异, 白崇延
2018, 5(4): 392-396. doi: 10.15982/j.issn.2095-7777.2018.04.011
摘要(995) HTML (14) PDF 430KB(609)
摘要:
随着空间探测任务的多样化和复杂化,利用单个航天器的多舱段实现多任务、多目标探测已成为航天技术的发展趋势。通常情况下,舱段分离信号将触发航天器的后续自主控制,直接影响航天器的自身安全和后续任务执行。本文从保证分离信号可靠和分离过程安全的角度提出了一种典型的分离信号配置与通用的分离信号触发控制逻辑,并建立了航天器在轨分离安全性数学模型。该模型和逻辑控制方法经过仿真分析和实际在轨飞行任务验证,确认了方法的可行性和正确性,可以作为后续航天任务的参考。