CN115535308B - 一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法 - Google Patents
一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115535308B CN115535308B CN202210953422.5A CN202210953422A CN115535308B CN 115535308 B CN115535308 B CN 115535308B CN 202210953422 A CN202210953422 A CN 202210953422A CN 115535308 B CN115535308 B CN 115535308B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- pressure
- pipeline
- xenon
- electric propulsion
- temperature
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 229910052724 xenon Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 58
- FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N xenon atom Chemical compound [Xe] FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 58
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 30
- 238000009472 formulation Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 3
- 238000007781 pre-processing Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 7
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 7
- 101100356682 Caenorhabditis elegans rho-1 gene Proteins 0.000 claims description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims 1
- 102100023882 Endoribonuclease ZC3H12A Human genes 0.000 description 20
- 101710112715 Endoribonuclease ZC3H12A Proteins 0.000 description 20
- 238000007726 management method Methods 0.000 description 3
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 3
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- UDIQNVMCHWHTBT-UHFFFAOYSA-N 5-phenylcyclohexa-2,4-dien-1-one Chemical compound C1(=CC=CC=C1)C1=CC=CC(C1)=O UDIQNVMCHWHTBT-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
本发明具体涉及一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，所述方法包括：预处理、数据获取、数据计算和制定点火指令。所述预处理：卫星首次入轨后，将电推进热控状态由存储模式调整为工作模式。所述数据获取：通过遥测获取各压力传感器压力、自锁阀至减压阀段管路温度、减压阀至电磁阀段管路温度和缓冲气瓶至流量分配器段管路温度。所述数据计算：计算电推进冷储期间需要排出的工质质量m及排出工质质量m所需时长t0。所述制定点火指令：通过推力规划某次轨控任务点火时长t，根据t0与t的数量关系制定点火指令。解决了霍尔电推进系统在非工作期间对能源依赖问题，拓展了霍尔电推进系统在轨适用范围。
Description
技术领域
本发明涉及卫星技术领域，具体涉及一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法。
背景技术
卫星在轨受到地球三轴性、月球-太阳引力、太阳辐射压力等各种摄动力影响，需要推进系统进行相位保持、经度保持、离轨等任务。电推进由于高比冲、小推力、结构紧凑、长寿命等优势，逐渐受到微小卫星青睐。其中霍尔电推进属于电磁式推进系统，其比冲和推力介于电弧推力器和离子推力器之间，在中小卫星中具有较强竞争力。如图1所示，霍尔电推进系统包括贮供单元（贮气模块、压力调节模块、流量调节模块）、控制单元（滤波模块、功率控制模块）、霍尔推力器三部分。氙气具有较低的电离能和较大的原子量，一般霍尔推力器以氙气为工质，为减小系统体积，储箱地面充装密度大于1.15kg/L，压力大于5.84MPa，根据氙气特性，当在轨温度大于16.6℃时，氙气为气态或超临界状态，故要求热控分系统在全寿命周期内保障高压部分温度大于20℃，保障电推系统正常点火。
保障霍尔电推进系统高压部分在全寿命周期温度大于20℃，对整星能源具有一定消耗性，当高压部分温度低于16.6℃时，氙气变为液态，其中自锁阀、加排阀、电磁阀均有自锁功能，可将液化的气体封堵在相应的管路，但减压阀具有单向流动性，非密闭。当温度低于16.6℃时，减压阀上游的高压气体液化，通过减压阀向下游低压管路流动。在电推进工作前，将电推进系统热控状态由存储模式更改为工作模式，减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段管路中工质增加，有可能导致减压阀失效，触发电推进系统故障模式，当逆压过大还会造成减压阀损坏。
中国发明专利CN111071487A“用于行星探测器推进系统的在轨自主管理方法及系统”针对于远距离深空探测器，公开了一种推进系统在轨自主管理方法，对轨控管路超压、姿控管路超压、减压阀超压、推进系统欠压和推力器泄漏等故障模式进行自主判别与处置。
中国发明专利CN112693632B“一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法及系统”针对化学推进系统，公开了一种在轨性能调节补偿方法及系统，提高了推进剂利用率。
中国发明专利文献CN111319798B“一种适用于火星探测中推进系统的自主管理方法”针对火星探测器，公开了一种推进系统自主管理方法，按照故障优先级进行在轨自主处置。
以上专利均未涉及氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储，未能解决当推进系统不工作时，对能源依赖的问题。
发明内容
针对上述问题，本发明提供一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，在冷储状态下，仍然可以实现氙气工质霍尔电推进系统正常点火。
本发明提供一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，所述方法包括：预处理、数据获取、数据计算和制定点火指令。
所述预处理：卫星首次入轨后，将电推进热控状态由存储模式调整为工作模式。
所述数据获取：通过遥测获取各压力传感器压力、自锁阀至减压阀段管路温度、减压阀至电磁阀段管路温度和缓冲气瓶至流量分配器段管路温度。
所述数据计算：计算电推进冷储期间需要排出的工质质量m及排出工质质量m所需时长t0。
所述制定点火指令：通过推力规划某次轨控任务点火时长t，根据t0与t的数量关系制定点火指令。
进一步，所述获取压力传感器压力为获取一号压力传感器压力P1，获取二号压力传感器压力P2，获取三号压力传感器压力P3。
进一步，所述获取自锁阀至减压阀段管路温度为获取自锁阀至减压阀段管路温度T1。
进一步，所述获取减压阀至电磁阀段管路温度为获取减压阀至一号电磁阀段管路温度T2。
进一步，所述获取缓冲气瓶至流量分配器段管路温度为获取缓冲气瓶至流量分配器段管路温度T3。
进一步，所述计算电推进冷储期间需要排出的工质质量m的具体步骤为：
S1.计算减压阀至一号电磁阀段在温度T2时不触发故障模式下，可容纳最大工质质量m0=ρ0×V2，ρ0为霍尔电推进系统二号压力传感器地面注入故障压力P0工况下氙气密度，V2为该段管路设计体积；
S2.计算点火工况下，自锁阀至减压阀段管路气体质量m1=ρ1×V1；ρ1该段管路中氙气密度，V1为该段管路设计体积；
S3.计算点火工况下，减压阀至一号电磁阀段管路气体质量m2=ρ2×V2；ρ2为该段管路中氙气密度，V2为该段管路设计体积；
S4.电推进冷储期间需要排出的工质质量m=m1-（m0-m2）。
进一步，密度ρ0的获取方法为：通过查氙气压力-温度-密度表，结合霍尔电推进系统二号压力传感器地面注入故障压力P0和减压阀至一号电磁阀段在温度T2，获取该段氙气密度ρ0；密度ρ1的获取方法为：通过查氙气压力-温度-密度表，结合一号压力传感器压力P1和自锁阀至减压阀段管路温度T1，获取该段氙气密度ρ1；所述步骤S3中，密度ρ2的获取方法为：通过查氙气压力-温度-密度表，结合二号压力传感器压力P2和减压阀至一号电磁阀段管路温度T2，通过查氙气压力-温度-密度表，获取该段氙气密度ρ2。
进一步，所述计算电推进冷储期间排出工质质量m所需时长t0的方法为：
t0=m/ρ3/(a+b)×6×107；其中，a 为阳极流量分配器设计的额定流量，单位为sccm，b为阴极流量分配器设计的额定流量，单位为sccm，ρ3为三号压力传感器LP1至缓冲气瓶至流量分配器段管路中氙气密度。
进一步，密度ρ3的获取方法为：通过查氙气压力-温度-密度表，结合三号压力传感器压力P3和缓冲气瓶至流量分配器段管路温度T3，获取该段氙气密度ρ3。
进一步，所述制定点火指令具体为：
当t>t0时，在霍尔电推进系统关机前t0时间点，关闭自锁阀；
当t<t0时，在正常点火t时长后，上注排气指令，排气时将霍尔推力器阴极和阳极断电，关闭自锁阀，并打开自锁阀下游控制程序，排气t0时长后关机。
本发明的有益效果为：
本发明提供一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，实现在冷储状态下，仍然可以实现霍尔电推进系统正常点火。解决了霍尔电推进系统在非工作期间对能源依赖问题，拓展了霍尔电推进系统在轨适用范围。
附图说明
图1为本发明霍尔电推进系统组成示意图；
图2为本发明霍尔电推进系统冷储点火指令生成流程图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述。如图1所示，本发明涉及的霍尔电推进系统贮供单元包括：推进储箱、加排阀、一号压力传感器HP1、自锁阀LV1、减压阀Reg1、二号压力传感器HP2、一号电磁阀SV1、二号电磁阀SV2、缓冲气瓶、三号压力传感器LP1、阳极流量分配器J1、阴极流量分配器J2、三号电磁阀SV3、四号电磁阀SV4。
卫星首次入轨后，将电推进热控状态由存储模式调整为工作模式，对电推进系统进行预处理。
电推进系统预处理后，获取一号压力传感器HP1压力P1，二号压力传感器HP2压力P2，三号压力传感器LP1压力P3。
一号压力传感器HP1压力P1结合自锁阀LV1至减压阀Reg1段管路温度T1，通过查氙气压力-温度-密度表，获取该段氙气密度ρ1，该段管路设计体积为V1；
二号压力传感器HP2压力P2结合减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段管路温度T2，通过查氙气压力-温度-密度表，获取该段氙气密度ρ2，该段管路设计体积为V2；
三号压力传感器LP1压力P3结合缓冲气瓶至流量分配器（阳极流量分配器J1/阴极流量分配器J2）段管路温度T3，通过查氙气压力-温度-密度表，获取该段管路氙气密度ρ3；霍尔电推进系统二号压力传感器HP2地面注入故障压力为P0，通过查氙气压力-温度-密度表，获取温度T2、压力P0工况下氙气密度ρ0。
如图2所示为本发明霍尔电推进系统冷储点火指令生成流程图。
计算减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段在温度T2下不触发故障模式下，可容纳最大工质质量m0=ρ0×V2；计算点火工况下，自锁阀LV1至减压阀Reg1段管路气体质量m1=ρ1×V1；计算点火工况下，减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段管路气体质量m2=ρ2×V2。
假设减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段气体全部液化流入减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段时，则冷储工况前需排出气体质量m=m1-（m0-m2）。
阳极流量分配器J1设计额定流量为a（sccm），阴极流量分配器J2设计额定b（sccm），则需要点火或排气时长t0=m/ρ3/(a+b)×6×107。
通过推力规划某次轨控任务点火时长t，提前两轨将推进系统热控状态由存储模式更改为工作模式：
当t>t0时，在霍尔电推进系统关机前t0时间点，关闭自锁阀LV1，此时点火消耗自锁阀LV1至减压阀Reg1段管路工质，且不影响自锁阀SV1下游管路工质压力，不影响霍尔推力器稳定工作；
当t<t0时，在正常点火t时长后，选择合适时机，上注排气指令，排气时将霍尔推力器阴极和阳极断电，关闭自锁阀LV1，并打开自锁阀LV1下游控制程序，排气t0时长后关机；
对在轨卫星进行标定，确定卫星是否达到控制要求精度；
如果达到控制要求精度，则将推进系统热控状态由工作模式更改为存储状态；
如果未达到控制要求精度，则重复上述步骤进行补控，精度达到要求后，将推进系统热控状态由工作模式更改为存储状态；
下面结合具体实施例对本发明进行进一步说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
霍尔电推进热控分系统设计中，加热带工作控温区间设置为21℃~23℃，即所有阀组件、管路、储箱温度控制在目标温度22℃，T1=T2=T3=22℃。
地面上注二号压力传感器HP2故障压力值P0=2MPa，查询氙气压力-温度-密度表可得减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段管路可容纳最大氙气密度ρ0=121.21 kg/m3。
电推进分系统在轨气路自检后，遥测值显示一号压力传感器HP1压力P1=7.5MPa，二号压力传感器HP2压力P2=0.3MPa，压力传感器LP3压力P3=0.2MPa。
查询氙气压力-温度-密度表可得，自锁阀LV1至减压阀Reg1段管路氙气密度为ρ1=1607.5 kg/m3，减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段管路氙气密度为ρ2=16.316 kg/m3，缓冲气瓶至流量分配器段管路氙气密度为ρ3=10.817 kg/m3。
推进系统设计中管路内径为2 mm，自锁阀LV1至减压阀Reg1段管路长度为330 mm，减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段管路长度为400 mm，即V1=1.036×10-6m3，V2=1.256×10- 6m3。
计算减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段在温度T2下不触发故障模式下，可容纳最大工质质量m0=ρ0×V2=0.15×10-3kg。
计算点火工况下，自锁阀LV1至减压阀Reg1段管路气体质量m1=ρ1×V1=1.66×10- 3kg。
计算点火工况下，减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段管路气体质量m2=ρ2×V2=0.02×10-3kg。
假设减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段气体全部液化流入减压阀Reg1至一号电磁阀SV1段时，则冷储工况前需排出气体质量m=m1-(m0-m2)=1.53×10-3kg；
阳极流量分配器设计额定流量为a=10（sccm），阴极流量分配器设计额定1(sccm)，则需要点火或排气时长t0=m/ρ3/(a+b)×6×107=772s；
当一次轨控任务需点火20000s时，上注指令如表1所示：
表1
当一次轨控任务需要点火600 s时，正常点火600s完成后，上注排气指令如表2所示：
表2
Claims (7)
1.一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，其特征在于，所述方法包括：预处理、数据获取、数据计算和制定点火指令；
所述预处理：卫星首次入轨后，将电推进热控状态由存储模式调整为工作模式；
所述数据获取：通过遥测获取各压力传感器压力、自锁阀至减压阀段管路温度、减压阀至电磁阀段管路温度和缓冲气瓶至流量分配器段管路温度；
所述数据计算：计算电推进冷储期间需要排出的工质质量m及排出工质质量m所需时长t0；
所述制定点火指令：通过推力规划某次轨控任务点火时长t，根据t0与t的数量关系制定点火指令；
所述计算电推进冷储期间需要排出的工质质量m的具体步骤为：
S1.计算减压阀（Reg1）至一号电磁阀（SV1）段在温度T2时不触发故障模式下，可容纳最大工质质量m0=ρ0×V2，ρ0为霍尔电推进系统二号压力传感器（HP2）地面注入故障压力P0工况下氙气密度，V2为该段管路设计体积；
S2.计算点火工况下，自锁阀（LV1）至减压阀（Reg1）段管路气体质量m1=ρ1×V1；ρ1该段管路中氙气密度，V1为该段管路设计体积；
S3.计算点火工况下，减压阀（Reg1）至一号电磁阀（SV1）段管路气体质量m2=ρ2×V2；ρ2为该段管路中氙气密度，V2为该段管路设计体积；
S4.电推进冷储期间需要排出的工质质量m=m1-（m0-m2）；
所述计算电推进冷储期间排出工质质量m所需时长t0的方法为：
t0=m/ρ3/(a+b)×6×107；其中，a 为阳极流量分配器（J1）设计的额定流量，单位为sccm，b为阴极流量分配器（J2）设计的额定流量，单位为sccm，ρ3为三号压力传感器（LP1）至缓冲气瓶至流量分配器段管路中氙气密度；
所述制定点火指令具体为：
当t>t0时，在霍尔电推进系统关机前t0时间点，关闭自锁阀（LV1）；
当t<t0时，在正常点火t时长后，上注排气指令，排气时将霍尔推力器阴极和阳极断电，关闭自锁阀（LV1），并打开自锁阀（LV1）下游控制程序，排气t0时长后关机。
2.根据权利要求1所述的氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，其特征在于，所述获取压力传感器压力为获取一号压力传感器（HP1）压力P1，获取二号压力传感器（HP2）压力P2，获取三号压力传感器（LP1）压力P3。
3.根据权利要求2所述的氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，其特征在于，所述获取自锁阀至减压阀段管路温度为获取自锁阀（LV1）至减压阀（Reg1）段管路温度T1。
4.根据权利要求3所述的氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，其特征在于，所述获取减压阀至电磁阀段管路温度为获取减压阀（Reg1）至一号电磁阀（SV1）段管路温度T2。
5.根据权利要求4所述的氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，其特征在于，所述获取缓冲气瓶至流量分配器段管路温度为获取缓冲气瓶至流量分配器段管路温度T3。
6.根据权利要求5所述的氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，其特征在于，密度ρ0的获取方法为：通过查氙气压力-温度-密度表，结合霍尔电推进系统二号压力传感器（HP2）地面注入故障压力P0和减压阀（Reg1）至一号电磁阀（SV1）段在温度T2，获取该段氙气密度ρ0；密度ρ1的获取方法为：通过查氙气压力-温度-密度表，结合一号压力传感器（HP1）压力P1和自锁阀（LV1）至减压阀（Reg1）段管路温度T1，获取该段氙气密度ρ1；密度ρ2的获取方法为：通过查氙气压力-温度-密度表，结合二号压力传感器（HP2）压力P2和减压阀（Reg1）至一号电磁阀（SV1）段管路温度T2，通过查氙气压力-温度-密度表，获取该段氙气密度ρ2。
7.根据权利要求6所述的氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法，其特征在于，密度ρ3的获取方法为：通过查氙气压力-温度-密度表，结合三号压力传感器（LP1）压力P3和缓冲气瓶至流量分配器段管路温度T3，获取三号压力传感器（LP1）至缓冲气瓶至流量分配器段管路中氙气密度ρ3。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210953422.5A CN115535308B (zh) | 2022-08-10 | 2022-08-10 | 一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210953422.5A CN115535308B (zh) | 2022-08-10 | 2022-08-10 | 一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115535308A CN115535308A (zh) | 2022-12-30 |
| CN115535308B true CN115535308B (zh) | 2024-04-05 |
Family
ID=84723554
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210953422.5A Active CN115535308B (zh) | 2022-08-10 | 2022-08-10 | 一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115535308B (zh) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9334069B1 (en) * | 2012-10-23 | 2016-05-10 | The Boeing Company | Propellant gauging at microgravity within the pressure—temperature—density inflection zone of xenon |
| CN107776916A (zh) * | 2017-09-14 | 2018-03-09 | 北京控制工程研究所 | 一种基于无气体旁路推进系统的调节平衡排放的方法 |
| CN113998150A (zh) * | 2021-11-29 | 2022-02-01 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种超低轨卫星全电推进轨道维持系统 |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102006017811B4 (de) * | 2006-04-13 | 2011-09-15 | Astrium Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zur Bestimmung der Treibstoffmasse eines Raumflugkörpers |
| US9546892B2 (en) * | 2013-10-10 | 2017-01-17 | The Boeing Company | Methods and systems for estimation of propellant transfer in an ion propulsion system |
| US9880042B2 (en) * | 2015-12-08 | 2018-01-30 | The Boeing Company | Propellant gauging tool for predicting propellant mass in a propellant storage volume |
-
2022
- 2022-08-10 CN CN202210953422.5A patent/CN115535308B/zh active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9334069B1 (en) * | 2012-10-23 | 2016-05-10 | The Boeing Company | Propellant gauging at microgravity within the pressure—temperature—density inflection zone of xenon |
| CN107776916A (zh) * | 2017-09-14 | 2018-03-09 | 北京控制工程研究所 | 一种基于无气体旁路推进系统的调节平衡排放的方法 |
| CN113998150A (zh) * | 2021-11-29 | 2022-02-01 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种超低轨卫星全电推进轨道维持系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN115535308A (zh) | 2022-12-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111005821B (zh) | 一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统 | |
| CN113998150B (zh) | 一种超低轨卫星全电推进轨道维持系统 | |
| CN115535308B (zh) | 一种氙气工质霍尔电推进系统在轨冷储工作方法 | |
| Borowski et al. | Nuclear Thermal Propulsion (NTP): A Proven, Growth Technology for'Fast Transit'Human Missions to Mars | |
| Hartwig et al. | Pulse chilldown tests of a tank-to-tank liquid hydrogen propellant transfer line | |
| Houts et al. | Versatile nuclear thermal propulsion (ntp) | |
| CN110989707A (zh) | 一种航天器轨控管路压强的安全管理方法 | |
| Beattie et al. | Xenon ion propulsion subsystem | |
| JP6416905B2 (ja) | 推進剤をロケットエンジン推進室に供給するための装置 | |
| Brown et al. | Foundational Methane Propulsion Related Technology Efforts, and Challenges for Applications to Human Exploration Beyond Earth Orbit | |
| Joyner et al. | TRITON: A trimodal capable, thrust optimized, nuclear propulsion and power system for advanced space missions | |
| Chengzhi et al. | Technical innovation of LH2/LOX rocket engines in China | |
| Shimada et al. | Ion Engine System Development of ETS-VI | |
| Nikitaeva et al. | Transient Performance of a Nuclear Thermal Propulsion Engine Utilizing Seeded Hydrogen | |
| CN113819023B (zh) | 一种磁等离子体动力推进系统的推进剂供给装置 | |
| RU2653266C2 (ru) | Устройство подачи рабочего тела и способ эксплуатации устройства подачи рабочего тела | |
| Messerschmid et al. | Arcjet development for amateur radio satellite | |
| CN112903331B (zh) | 一种水升华器供水压力地面等效模拟装置及方法 | |
| Giuliano et al. | CECE: A deep throttling demonstrator cryogenic engine for NASA's lunar lander | |
| CN114198640B (zh) | 一种lng接收站卸船管线保冷系统及其保冷方法 | |
| CN114275194B (zh) | 一种适用于核运载器多工况贮箱增压的自生增压系统 | |
| Yang et al. | Technical scheme analysis and key technology combing of aerospace cryogenic tank | |
| Gill et al. | On-Orbit Data and Validation of Astra's ACE Electric Propulsion System | |
| Hickman | Evolution of MPCV Service Module Propulsion and GN&C Interface Requirements between Constellation and European Service Module | |
| LeMoyne | Fundamental analysis of cryogenic propellant densification |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |