2017年 第4卷 第3期
为满足深空探测任务要求，基于低温推进剂长期在轨蒸发量主动控制技术的应用需求，对国内外低温推进剂长时间在轨蒸发量主动控制技术研究进展进行了分析，结合国内技术现状对低温推进剂长期在轨蒸发量主动控制关键技术进行了梳理，可为低温运载系统深空探测任务的开展提供参考。
介绍一种适用于微纳卫星的新型微电推进方式——微阴极电弧推力器，其利用真空条件下放电电弧烧蚀阴极材料产生较高电离度的高速等离子体喷出产生推力，并利用外加磁场聚焦等离子体以减小羽流扩散角、提高比冲。总结了国外相关机构大量的研究工作，并实现了在轨验证。北京控制工程研究所及其研究团队已攻克了阴极工质均匀烧蚀、低电压放电击穿、磁场设计等关键技术，完成原理样机点火验证工作，并采用实验手段研究磁场对推力器影响；采用PIC/MCC方法开展数值仿真，获得推力器内部及羽流区相关参数分布，对其工作过程及工作机理开展研究，为工程应用奠定了基础。
无拖曳卫星任务对会切场推力器（HEMPT）性能有更为精细的技术指标要求，针对目前的三丝扭摆测量系统由于技术限制不能快速精确地反应这些指标，从等离子体原理出发，推导了一种通过探针所测的数据计算推力的等效方法，并经过实验测量进行了验证。测量结果表明：该方法可以在一定范围内较为精确地计算推力，并且为微牛级推力测量以及推力分辨率测量提供了一种行之有效的参考方法。
脉冲等离子体推力器是一种具有发展前景的电推进装置，具有比冲高、质量轻等优点，可用于微小卫星的姿态控制、轨道转移等任务。以ADD SIMP-LEX推力器为例，建立数学仿真模型，并对舌形张角型极板构型进行仿真，经过仿真和实验结果对比，探究了不同极板参数对推力器的主要性能参数（元冲量、效率、比冲等）的影响，研究结果表明：增大宽度比，元冲量和效率随之增大，比冲有所降低；增大张角，元冲量和效率也随之增大，比冲略有降低，但幅度不大。
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 kW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。
结合未来国内外对大功率场霍尔推力器的需求，论述同心嵌套通道式霍尔推力器研究现状，技术优势。针对嵌套通道式霍尔推力器参数设计方法的空白，介绍了一种可行的嵌套通道式霍尔推力器的结构和磁路；提出了一种以阳极功率和比冲为输入，确定嵌套通道式霍尔推力器通道数目、各通道结构参数和工作参数的方法；结合磁路设计和热设计，给出了优化嵌套通道式霍尔推力器的参数的路径；填补嵌套通道式霍尔推力器参数设计和优化的空白，为其工程应用提供参考。
“实践9号”A/B新技术试验卫星于2012年10月14日在太原卫星发射中心成功发射，经过3年多的在轨考核和试验验证，圆满完成了卫星使命，其中离子和霍尔电推进在轨首次试验验证，进行了性能标定，分别进行了200余次的点火试验，各项指标满足要求。为我国的电推进技术的在轨应用奠定了基础。
在地-月L2点月球中继卫星轨道转移设计中，采用高比冲、小推力的电推进器可以大大增加卫星的有效载荷比，但会增加轨道设计的难度。基于地球GEO轨道为初始轨道，地-月L2点的halo轨道为目标轨道，通过最优控制中的混合法及平动点轨道的不变流形，研究了作为拓展任务的利用地月系统不变流形的小推力变轨方案，可以有效简化转移的轨道设计。仿真结果表明：得到了任意推力情况下最节省推进剂燃料的推力方向控制方案，对月球中继卫星的轨道设计及其平动点轨道设计具有工程意义。
介绍了1.5 kW级磁聚焦霍尔推力器阳极电源的设计，针对电源输入输出电压宽范围、高升压比的特点，设计了变压器原边并联，副边串联的双变压器结构；为了提高效率，分析了滞后臂实现软开关的实现条件；为了抑制整流二极管反向恢复的电压尖峰，变压器原边使用了两个钳位二极管且在变压器副边采用了CDD无损吸收电路。针对霍尔推力器负载特点，设计了双零点三极点补偿器，提高了电源的动态和稳态特性。最后，给出了产品实物及滤波单元原理并验证了方案的合理性。
位于地月L2点周期轨道的中继星将首次为“嫦娥4号”月球背面着陆探测任务提供通信中继服务。中继星转移轨道设计是中继任务实施的关键环节。针对中继星转移轨道存在转移时间、近月点高度和halo轨道振幅等约束条件，系统研究了基于月球近旁的地月L2点转移轨道设计方法。首先基于限制性三体模型，分析了halo轨道族与着陆点可见性关系；然后将月球近旁转移轨道分为地月直接转移段和地月动平衡点附近周期轨道拟流形入轨转移段，采用带有状态约束的微分修正算法对这两段轨道进行拼接，得到了从地球附近至目标轨道族的月球近旁转移轨道；最后，针对南族halo轨道分析了halo轨道振幅和月球飞越高度对转移轨道设计的影响，以及转移轨道的入轨相位分布。仿真结果表明：月球近旁转移轨道设计方案具备工程上的可行性与优越性。该方案可以为实际工程任务和应用提供参考。
提出一种基于同伦方法限制性三体问题小推力推进转移轨道设计方法。首先根据最优控制原理分析了航天器在轨道转移中不同性能指标时的最优控制律，然后引入同伦参数构造新的性能指标，在基于遗传算法和打靶法得到能量最优的解基础上，采用伪弧长法跟踪同伦轨迹，进而得到燃料最优的转移轨道。最后对地月系下从GEO轨道到L1点Lyapunov轨道的转移轨道进行优化。仿真结果表明：利用遗传算法能优化得到较为合适的流形拼接点和协态变量初始值，利用打靶法能有效地优化得到小推力燃料最优转移轨道。
针对火星探测器飞行距离遥远和飞行环境复杂带来总体设计参数难以优化的问题，建立以遥感性能和总重为综合优化目标的优化模型，考虑探测器的轨道、载荷、电源等分学科，基于协同优化方法建立火星探测器的系统级和学科级优化函数，采用自适应动态罚函数加快优化的收敛速度，最终获得协同一致的优化结果。仿真结果表明：协同优化方法应用于火星探测器总体参数优化的可行性和有效性，可为探测器的总体设计提供技术参考。
针对深空探测星际着陆过程中的自主导航问题，提出一种基于星表特征直线的着陆器位姿估计算法。该算法首先采用EDLine算法对着陆过程中所拍摄的图像进行特征直线提取；其次根据直线局部特征对特征直线进行匹配；之后利用至少3对已匹配的特征直线，建立关于着陆器位姿的几何约束方程；然后根据奇异值分解法得到着陆器位姿的候选解；最终通过最小二乘法从候选解中选取着陆器位置、姿态的唯一解。仿真结果表明：该算法可以快速估计着陆器位姿，且在高度为2 000 m时位置误差小于2 m、姿态误差小于0.10°。
以火星车从着陆平台安全转移至火星表面为研究目标，提出一种三折平展坡道转移方案。火星车坡道式转移方案难点在于，着陆点地形地貌不确定和着陆器自身姿态的不确定将导致火星车转移姿态不确定从而增大转移风险。为保证火星车坡道式转移安全性，开展火星车坡道式转移姿态分析，获得满足火星车安全转移要求的最小坡道长度并评价出极限转移姿态。为使三折坡道展开总长度尽可能靠近最小坡道长度需求，进行了三折坡道长度优化分析，获得在着陆器构型约束下三折坡道长度最大值，可为我国火星车转移工程实施提供借鉴。
针对空间合作目标航天器在轨维护任务需求，提出一种新型结构的空间爬行机器人，可搭载于抓取机械臂上，在主动航天器和故障目标形成连接后，爬行移动到故障目标上需要维修的位置进行维修精细操作。该机器人移动系统主要由压电驱动腿、微修饰粘附足组成。其微观粘附足借鉴壁虎刚毛的粘附机理，设计微米级微阵列的机器人足端结构。在上述结构设计基础上，利用离散元软件建立其仿真模型，对壁虎的强吸附能力和快速脱附能力进行理论建模分析，建立单根刚毛在不同状态下的受力模型，模拟刚毛在不同脱附角下的粘附和脱附的过程，对其单个刚毛的粘附特性进行分析。仿真结果表明：在空间零重力环境下，通过不同运动方式可以实现单个刚毛的吸附和快速脱附的能力。为后续实现机器人足的吸附和快速脱附的能力提供了理论支持。
