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针对月地高速再入返回飞行器在轨面临长期中真空环境的特殊挑战,热控设计需要评估不同真空度下多层隔热组件的传热性能差异.采用一维绝热型边界测试方法,对5单元、10单元、15单元与20单元多层隔热组件,在0.001~10000 Pa开展了传热性能的实验研究.根据测试数据,计算了不同真空度下的当量导热系数,在整器热分析模型中优选当量导热系数来计算整器温度水平,并利用正样热平衡试验和在轨温度遥测值验证了该方法的正确性.本文的测试结果不仅可为返回器提供基础数据,还可成为多层隔热组件不同真空条件下航天器热设计、热分析的重要依据. 相似文献
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2014年11月1日,月地高速再入返回飞行器准确着陆在预定着陆区,标志着探月工程三期月地高速再入返回任务取得了圆满成功.其中飞行器服务舱的制导,导航与控制系统以高精度的再入角和准确的返回再入速度将返回器送入返回走廊,是整个飞行任务的关键环节.本文介绍了为实现以11 km/s速度再入返回地球,解决对地球再入角和返回速度的准确度要求高的难题,飞行器服务舱的制导,导航与控制系统所采用的轮控姿态管理,喷气管理和高精度加速度计闭环轨控的组合技术.在轨实施取得了轨道控制精度小于0.009 m/s,再入角控制精度小于0.024°的控制结果,达到了再入返回轨道控制的高水平. 相似文献
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月地高速再入返回飞行器测控系统负责完成遥控、遥测及测距功能,并配合地面完成探测器测定轨及返回器搜寻工作.针对飞行器构型布局复杂、返回器重量资源受限及再入速度高的难点,通过异频半空间组阵设计实现了测控全空间覆盖;通过系统集成化及单机轻量化设计解决了返回器资源受限问题;合理设计了应答机锁相环路带宽以适应高速再入捕获要求.本文给出了月地高速再入返回飞行器测控系统方案以及相关测控关键技术,并对再入返回测控系统在轨飞行结果进行介绍. 相似文献
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月地高速再入返回器与近地轨道返回飞行器相比,气体流动效应更加复杂,对气动数据的精准度要求更为苛刻.因此,气动设计与验证的正确性和全面性是月地高速再入任务成功的关键.本文对月地高速再入气动特点进行了分析,对返回器气动设计方法、气动计算与试验项目、数据综合分析和特种气动问题研究的方法与结果进行了阐述,并给出了飞行结果.飞行结果表明返回器气动设计与验证所获得的各项气动数据满足工程要求. 相似文献
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月地高速再入返回飞行器是我国首次深空再入返回的航天器,飞行器以第二宇宙速度再入地球大气层,与近地轨道再入返回的返回式卫星及飞船相比,再入热环境条件更为严酷,具有热流密度峰值高、比热焓高、总加热量大、加热时间长的特点,对于再入飞行器天线设计要求更为苛刻.本文对月地高速再入返回轻小型宽频耐烧蚀天线设计方法以及试验验证情况进行了阐述,给出了试验验证结果,飞行验证结果表明,耐烧蚀天线的防隔热、电、机一体化协同设计与验证技术得到了充分验证,各项性能满足总体指标要求. 相似文献
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结合月地高速再入返回飞行器主要任务特点,简要介绍了供配电系统的功能、主要指标、多舱段联合供电电源系统方案,提出了高比能量锌银蓄电池设计、多模式氢镍蓄电池充电策略、多母线均流设计等方法,解决了返回再入飞行器在复杂空间环境下的高可靠轻小型化供配电系统设计难题.在轨飞行试验结果表明:供配电系统功能正常,工作可靠,性能优良.提出的再入返回飞行器供配电系统分析与设计方法,满足并确保了再入返回飞行试验任务的可靠实现,可为未来探月及其他深空探测领域供配电系统设计提供参考和借鉴. 相似文献
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探月三期月地高速再入返回飞行器由服务舱和返回器2个舱段组成,信息系统复杂,首先对信息系统的任务进行了分析,在此基础上提出了2层拓扑总线的互联方案、器内多子网自识别路由设计方案、链路层分层方案,脉冲调制编码(PCM)数据体制与高级在轨系统(AOS)数据体制统一设计方案,实现了多信源、多舱段信息管理与融合,提高了上行带宽利用率、器内数据路由和下行遥测灵活性和易扩展性,满足了飞行任务复杂工作模式下的需求,在轨飞行结果表明信息系统满足需求. 相似文献
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《中国科学:技术科学》2015,(3)
2014年11月1日,月地高速再入返回飞行器准确着陆在内蒙古四子王旗预定区域,标志着探月三期再入返回试验任务取得了圆满成功,标志着中国已全面突破和掌握航天器以接近第二宇宙速度的高速再入返回关键技术,为确保嫦娥五号任务顺利实施和探月工程持续推进奠定了坚实基础.飞控支持系统对卫星飞控期间的飞控策略制定、仿真验证和设计方案优化起到了关键作用.本文介绍基于集成数字化的月地高速再入返回飞行器飞控支持系统的原理及体系结构设计,并对其中处理器加速模拟、虚拟芯片建模、自动测试脚本、通用人机交互、数据动态辅助判读等关键技术进行剖析,最后给出了飞控支持系统的实用效果.经过在轨实际验证,飞控支持系统通过快速精准预示,解决了卫星飞控任务约束条件复杂、决策困难等问题,并为后续卫星飞控系统的发展积累了丰富的理论和工程经验. 相似文献
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月地高速再入返回任务轨道设计与飞行评价 总被引:1,自引:0,他引:1
系统介绍了嫦娥五号再入返回飞行任务轨道设计的过程以及飞控实施结果.首先,给出了自由返回轨道的方案选择和标称轨道设计方法;其次,针对返回器进入再入走廊的要求,有针对性的设计了相应的中途修正策略,包括全参数瞄准,部分参数瞄准以及预偏置等修正策略;最后,对在轨飞行结果与设计预期进行了比较.飞行结果表明,再入返回飞行任务轨道设计结果正确,可以满足再入飞行任务要求. 相似文献
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提出了利用热光伏技术将飞行器再入过程中产生的巨大气动热转化为电能的思路,给出了再入TPV 系统的初步构想, 并就气动热导入方式及光谱过滤器和选择性辐射表面对改善系统性能的作用进行了分析. 结果表明以SiC 作为导热构件较烧蚀材料能够更好地向系统传递气动热量, 提高电能输出, 但同时加重了系统冷却负荷; 采用光谱过滤器和选择性发射表面会使系统电能输出有所下降, 但可显著降低系统冷却负荷. 相似文献
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中国深空探测进入/再入返回技术的发展现状和展望 总被引:2,自引:0,他引:2
《中国科学:技术科学》2015,(3)
简要介绍了国外深空探测任务中进入有大气天体和再入返回地球大气的发展情况,重点介绍了国内深空探测再入返回的共性关键技术的发展现状,包括气动、热防护、制导导航与控制(GNC)、回收和测控通信等技术,最后对我国未来深空探测再入返回和有大气天体进入技术的发展提出了建议. 相似文献
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低温、弱光照、低密度风场火面环境对祝融号火星车热控设计与验证提出严峻挑战.祝融号火星车热控设计采用"开源节流"思路,构建了基于火面太阳能原位利用技术的太阳能光-热转换与蓄能系统,及基于纳米气凝胶隔热技术的组合隔热系统,解决了无核源供热条件下火星车保温用能源供给及系统保温设计难题.采用以热分析仿真为主验证热设计的思路,开... 相似文献
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探月三期月地高速再入返回飞行器是我国首次开展地外航天器跳跃半弹道再入式返回,飞行过程新,系统集成度高.本文首先依照全过程中不同阶段的飞行特点,采用静态映射的方式完成飞行任务剖面的划分;然后在此基础上开展用例场景的识别;最后生成相应的测试用例.形成了完整的面向全任务飞行过程的验证策略设计思路.该方法已在实践中得到应用,可作为后续工作的参考. 相似文献
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飞行器GNC试验子系统是月地高速再入返回飞行器制导导航与控制(GNC)分系统的3个子系统之一,由中心控制单元、小型星敏感器、星敏防尘机构3台新研产品组成.同时,飞行器GNC试验子系统也是探月三期着陆上升组合体GNC子系统的一个产品子集.为满足探月三期的重量与功能需求,中心控制单元采用了可编程片上系统(So PC)技术进行集成化设计以减轻重量,并为适应空间辐射环境进行了多重防护设计;小型星敏感器采用非球面光学系统及高速处理电路等技术有效地减少了产品重量;星敏防尘机构以微型步进电机为核心,优化了结构、阻尼等细节设计,在满足功能要求的同时做到了重量的优化.为了更为真实地利用飞行器任务对上述产品进行在轨验证,设计了一种"虚拟卫星控制系统"的在轨验证方法,在试验子系统没有执行机构和真实受控的航天器对象的条件下,构造了被试验产品的在轨闭环验证环境.本文详细介绍了上述新研产品的关键技术和系统验证方法,并结合在轨验证情况给出了新研产品的验证结论. 相似文献
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《中国科学:技术科学》2021,(5)
为有效解决平板毛细泵蒸发器向补偿室的背向漏热问题,本文设计了一种在材料选择和内部结构构型上显著区别于传统平板毛细泵的新型平板毛细泵.材料选择方面,本文采用低热导的氮化硅陶瓷毛细芯,其导热系数仅为2.7 W/(m K),显著增大了蒸发器与补偿室的热阻;同时氮化硅毛细芯孔径和孔隙率为0.5μm和70%,也明显优于传统金属毛细芯,有利于提升环路热管毛细传热极限.结构构型上,平板毛细泵外轮廓尺寸为82.0 mm×53.0 mm×16.0 mm,内部并列布置了8根柱状氮化硅毛细芯,柱状毛细芯外壁与蒸发器壳体内壁过盈配合,很好地解决了蒸汽槽道与补偿室的相互密封问题.试验测试了平板毛细泵环路热管的启动特性和传热性能.(1)水平姿态下,环路热管在5.0~20.0 W的启动负载下均能快速启动,且蒸发器无明显的过热现象;倾斜姿态时,环路热管在5.0 W启动负载下启动时间显著增长、启动温升明显增大,但启动负载加大至20.0 W后,启动特性恢复至水平姿态.(2)环路热管的传热极限和热流密度极限超过400.0 W和26.3 W/cm~2,最小热阻值为0.018°C/W. 相似文献