连续变推力离子推力器双荷离子特性分析与诊断

离子推力器束流离子中的双荷离子在制约栅极组件工作寿命的同时也影响到推力器实际推力的大小,其在总束流中的占比直接决定了推力器寿命、推力等关键性能指标的符合性。为准确、快速研判10 cm氙离子推力器在宽范围推力调节过程中的双荷离子占比,利用放电室经验模型,分析了推力器变推力调节过程中双荷离子的变化特性及其影响因素,结合实际工作参数计算得到了不同推力工况点下双荷离子的理论占比。在此基础上,采用E×B探针诊断系统测试获得了相应推力工况点下双荷离子的实验占比,并将理论计算结果与实验测试结果进行了对比。研究结果表明:离子推力器放电室内双荷离子的占比是关于推力器工质利用率等性能参数及原初电子与麦氏电子间的密度比、电子温度等相关等离子体参数的函数;在变推力调节过程中,随着放电室内阳极功率的增加,束流中的双荷离子比例不断上升,且其引出束流中双荷离子比例分布呈现出强烈的非线性分布,整体表现为伴随增长的趋势。研究为离子推力器在轨控制策略的优化设计及性能评估提供了技术支持。

磁感应强度对10 cm连续变推力离子推力器性能的影响

连续变推力离子推力器是重力梯度测量卫星在轨实现非重力阻尼连续、快速、高精度补偿的关键,其性能状态直接决定了卫星任务的成败。针对重力梯度测量卫星无拖曳飞行任务对10 cm连续变推力离子推力器的应用需求,分析了磁场对离子推力器实现宽范围、连续变推力的影响效应。在此基础上,研究了不同阳极供气流量下放电室内磁感应强度调节时整机输出推力的变化规律,获得了磁感应强度对推力器放电电压、工质利用率及放电损耗的影响作用关系。采用法拉第探针得到了磁感应强度与离子束流平直度间的映射关系。结果表明:10 cm连续变推力离子推力器输出推力随着磁感应强度的增加而不断增大,放电电压与磁感应强度之间呈现为非线性的二次多项式关系;随着磁感应强度在一定范围内的增大,工质利用率不断增加,放电损耗逐渐下降,离子束流平直度相应增大,但磁感应强度过大会导致放电室性能出现非预期性变化,等离子体出现失稳现象。研究为构建10 cm连续变推力离子电推进系统的推力控制算法及推力器整机磁路优化提供技术支持。

面向空间无拖曳飞行任务的连续变推力离子推力器研制

推力的宽范围、高精度、连续可调和快速响应是实现航天器无拖曳飞行任务的技术基础,直接决定了整星工程任务的成败。针对重力梯度测量卫星及近地轨道观测卫星在轨任务期间对电推进系统高精度连续变推力能力的迫切需求,分析了离子推力器连续变推力的工作原理,研究了推力器输出推力宽范围、高精度、快速连续调节的关键要素。在此基础上,通过推力调节试验、空间环境适应性及寿命特性研究,揭示了10 cm口径连续变推力离子推力器的工程特性,获得了1~25 mN内的推力调节规律,实现了分辨率为50μN的推力调节响应。研究将为重力梯度测量卫星及近地轨道观测卫星开展无拖曳空间飞行奠定基础。

10 cm考夫曼型离子推力器放电室关键参数优化

放电室构型设计是离子推力器结构设计的基础与核心,直接影响到放电室工作能效及整机工作寿命。针对新型航天器在轨飞行任务对大推力、长寿命连续变推力离子推力器的应用需求,探究了影响10 cm离子推力器整机效能的放电室关键参数因子,揭示了发散场放电室的磁场发散度、电子通道面积及阴极位置等敏感参数对放电室性能的影响作用关系。开展了10 cm离子推力器放电室参数构型的优化与验证。结果表明:在不改变整机结构的情况下,通过优化放电室关键参数,10 cm离子推力器最大输出推力由20 mN提升至25 mN,提升近25%,推力调节范围由1~20 mN扩展至1~25 mN,全范围内推力分辨率均优于50μN,且推力器在20 mN最佳工作点的阳极电压由43.5 V降至38.4 V,放电损耗由345 W/A降至308 W/A,预估整机寿命将由15000 h提升至17500 h。研究为推动10 cm离子推力器的在轨扩展应用提供了一定的技术支撑。

月球软着陆下降轨迹与制导律优化设计研究

对月球软着陆全过程三阶段下降轨迹和制导律进行了优化设计研究,结合工程实际给出了月球软着陆飞行轨迹初步方案。制动段基于均匀球体三维动力学模型,获得一种燃料次优解析制导律;该制导律通过单步优化得到了推力角控制量的解析形式,并在推力角中引入前馈项用以消除近月点初始偏差。接近段采用平面月球模型,利用重力转弯技术,得到了解析形式的最优开关制导律。着陆段以安全性为首要目标,基于垂直降落模型,采用程序控制策略,研究了等效连续变推力制导方法。最后,分别对三阶段下降轨迹和制导律进行了算例分析,给出了软着陆全过程飞行参数变化曲线。结果表明,软着陆下降轨迹和制导律方案的设计和优化是可行的。

航天器编队飞行构形保持与重构的继电型控制

研究小偏心参考轨道航天器编队飞行构形保持与重构控制的工程实现技术。首先给出相对运动状态转移矩阵,并推导出常推力控制情况下相对运动状态递推的解析表达式;进而给出脉冲推力、连续变推力和继电型推力三种发动机的推力模型和示意图。分别将等速度冲量的三种推力模型代入相对运动状态转移矩阵中,比较相同条件下相对运动控制作用效果的差异,理论推导结果表明:在一阶意义上,三种推力模型对相对运动控制作用等效,因而航天器编队构形保持与重构控制可以基于继电型推力模型来实现。