国内微推力测试技术发展现状

随着航天技术的不断发展,对用于深空探测航天器以及微小卫星的姿态控制、轨道控制等方面的微推进系统的需求越来越明显。简述了国外微推力测量技术进展,分析了微推力测量的难点,并对国内几种典型微推力测量模式进行了介绍,分析了这几种模式的优缺点。综合分析表明全弹性模式结构稳定性较好,测试精度高,测试手段先进,是一种值得重点发展的微推力测量方式。

姿轨控发动机试验多余物防控及检测方法研究

阐述了姿轨控发动机试验推进剂供应系统多余物防控的特点,分析了多余物产生的原因,并针对推进剂供应系统设计、生产、安装、验收、使用各环节制定了行之有效的多余物防控措施,总结了多余物检测的常用方法和效果,为航天发动机试验多余物防控及检测工作提供了借鉴和参考。

基于最小二乘椭圆拟合改进算法的磁力计校正

目前,磁力计在民用和军事惯性导航领域被广泛应用。由于磁力计在使用过程中极易受到外界电磁干扰,导致其输出到导航算法中的数据存在极大偏差,从而造成最终姿态角精度降低。为提高惯性导航模块的抗干扰能力,必须对磁力计进行罗差校正,以提高惯性导航精度。通过分析在外界磁场影响下的磁力计输出特点,提出一种基于莱特准则剔除奇异值的最小二乘椭圆拟合算法对磁力计的实测数据进行分析。利用分析结果校正磁力计实测数据,达到补偿外界磁场的效果,提高磁力计输出精度。最后,将本算法应用于基于扩展卡尔曼滤波的姿态解算系统中,航向角误差提升至0.5°。

加热器设计

依据喷管试验技术要求,对加热器进行了设计。加热器采用氢气、氧气和空气作为推进剂,采用成熟的气氢气氧电火花点火器点火。加热器头部采用四同轴喷嘴和喷注孔结合方案,兼顾燃烧稳定性和加热器热防护。加热器设计工况两种,分别为总温2470K、总流量1.81kg/s、燃烧室压力0.587MPa,总温2635K、总流量1.326kg/s、燃烧室压力0.409MPa,设计结果满足要求。

高混合比20kg/s级液氧酒精蒸汽发生器试验研究

为解决现有液氧酒精蒸汽发生器混合比低、燃烧效率低、系统流阻大、运行成本高等问题,设计研制了高混合比20kg/s液氧酒精蒸汽发生器并进行了试验验证。试验结果表明,双点火器燃烧室侧面点火技术可靠有效,液氧、酒精贮箱压力分别降低10%、14%,混合比达到了2.0,热效率提升至2.03,液膜冷却效果良好。