航天飞行器微重力试验技术综述

航天飞行器微重力试验技术综述贾洲侠;王梦魁;李海波;张伟;王建军;任方期刊名称】《《强度与环境》》年(卷),期】2019(046)005【总页数】11页(P7-17)【关键词】液体管理;低温推进剂;微重力;落塔;试验【作者】贾洲侠;王梦魁;李海波;张伟;王建军;任方【作者单位】北京强度环境研究所可靠性与环境工程技术重点实验室北京100076;北京强度环境研究所北京100076【正文语种】中文【中图分类】V421.3+3发射卫星的运载火箭要在停泊轨道上滑行一段时间，然后发动机再启动将其推进到转移轨道。先进上面级在轨长时间工作，期间需经历较长时间的在轨滑行和主发动机多次启动。同步卫星、载人航天器在轨道需要长时间惯性飞行，发动机要多次再启动。上述飞行器在空间中均会发生一段无动力滑翔过程，在此过程中飞行器向心加速的惯性力与引力相平衡，依据等效性原理即产生了微重力环境。由于惯性飞行期间贮箱内储存的大量推进剂处于微重力状态，所以外界干扰极易使贮箱中液体推进剂变为不稳定，滑行期间作用在推进剂上的干扰很多。邦德数是用来表征作用于流体上的重力与表面张力之间关系的无量纲参数，邦德数越大则认为重力对流体行为占据主导作用，反之则表面张力成为控制流体行为的主导作用。而在微重力条件下，表面张力成为影响液体行为的主导因素。在十三五期间，我国将重点开展远征系列上面级、轨道飞行器、重型运载、天地往返等等型号的研制工作，此类型号均采用液体推进剂，具有在轨任务时间长、经历的微重力环境复杂等特点，在轨任务时间往往长至几天甚至几个月。为了进一步对运载火箭运载能力的深度挖潜，就需要在运载火箭末级通过多次启停发动机形成多段无动力滑翔段进行有效载荷入轨过程的优化，以提高轨道设计的适应性。目前现役CZ-3及CZ-5火箭在轨有着几百秒的滑行时间，飞行器在轨滑行时间的大幅增长、微重力环境复杂，同时，型号在轨期间要求多次完成复杂调姿变轨动作，推力发动机需要多次停止和启动。微重力环境下，在滑翔段贮箱内推进剂处于悬浮状态，为了保证发动机能够正常进行多场启停，需要将推进剂有效的输送到发动机燃烧室。目前常采用设置沉底发动机，对飞行器在滑翔段一直施加加速度以保证推进剂沉底，或采用网筛等表面张力蓄留装置是对推进剂的位置进行锁定。相关需要研究的问题包括液体重定位、微重力液体蓄留、低重力液体出流、微重力液体晃动、贮箱旋转晃动、微重力液体形态、微重力液体位置控制、关机瞬间晃幅放大等多项内容。同时，随着新一代重型运载火箭的发展，其特点是起飞重量大、直径粗，并且要执行深空探测、登月探测等任务，同样面临着发动机需要多次执行启动-停机命令，发动机多次启动时必须解决失重和低重条件下的液体晃幅放大、露底等液体管理问题。随着空间技术的发展，在轨服务越来越引起各航天大国的重视。在轨服务包括在轨加注、维修、组装、辅助入轨、碎片清理等一系列内容，发展在轨服务经济效益显著。另一方面，在轨服务的军事应用潜力巨大。在轨服务过程涉及轨道机动、对目标航天器的空间捕获与控制、空间交会与对接、服务航天器与目标航天器间物质的传输等技术，这些技术经移植转化，即可形成新型的空间攻防武器系统。上面级技术是在轨服务的基础，可以在空间救援与服务中提供快速的轨道机动运输。以上面级为基础的轨道转移飞行器配合适当的有效载荷，即可以完成在轨服务等工作。在轨服务要求服务平台具备长时间在轨伺服、飞行的能力（3个月以上）、多次启动的能力（20次以上）和快速完成轨道机动的能力，这就需要开发新型的先进上面级。先进上面级采用的泵压式主发动机，具有推进剂流量大，单次点火构成有效沉底前所需不夹气推进剂量较大的特点。先进上面级推进剂管理方式既不同于传统的长时间、小流量推进剂管理方式的卫星，也不同于短时间、超大流量管理方式的传统火箭末级。在运载火箭领域上由于低温推进剂具有比冲高、无毒无污染的优点，在国内外运载火箭和上面级上得到了广泛的应用，因此，采用液氢/液氧等低温推进剂的高性能低温上面级具备良好的应用前景。目前我国已完成常规上面级的研制与应用，而通用型低温上面级的研究正处于起步和攻关阶段。到2020年，我国将全面构建形成卫星遥感、通信广播、导航定位三大系统，基本建成国家空间基础设施体系。我国正在开展的高分专项、新一代通信卫星DFH5平台以及导航平台卫星需要通过加速寿命试验等方法增强卫星的长寿命高可靠设计而商业卫星、微小卫星则需要充分利用现有航天试验设施，加强军民融合，缩减研制周期和研制经费。现有试验设施无法满足新平台、新载荷的需求。某高轨型号也提出了空间微重力试验的需求，主要是液体重定位试验，管路内液体管理试验，载荷失重试验等。随着我国新平台卫星技术的发展，长寿命、高可靠性的卫星成为主要的技术发展方向，而长寿命在轨服役就需要极大地提高卫星的燃料存储能力。因此，迫切需要对新平台卫星在空间微重力环境下的推进剂管理问题展开系统研究。根据目前我国深空探测规划，2020年将进行首次火星探测，研制并发射火星探测器，实现火星环绕，开展对火星全球性、综合性的科学探测，并为后续任务进行先期技术验证；2021年发射深空太阳天文台；2022年火星着陆，研制由轨道器和小型着陆器组成的火星环绕探测器。任务中需要经历月球、火星等行星际环境、星表各类环境，飞行器组合体多，工况复杂。大型运载器和姿态轨道控制发动机需要在多种环境下多次点火。另外，鉴于深空探测的技术特点，比冲极高的低温推进剂广受青睐。而低温推进剂在空间环境长期服役条件下面临着严酷复杂的空间热环境，其在微重力条件下的压力控制及有效隔热等问题会严重制约深空探测技术的发展。对于天地往返飞行器等具有颠覆性的战略性飞行器，对传统的试验技术带来挑战，飞行器材料、结构特殊，超高温、轨道机动多，经历的力热环境十分复杂。当前我国正在构建空天一体化攻防兼备的空间安全体系，将有更多的航天器在轨服役。空间环境下航天器在轨生存验证试验设施主要服务于高防护卫星平台建设、超低轨航天器、载人登月项目及空间站长期在轨服务等重大装备建设项目。XX飞行器需要进行大范围轨道机动，在轨多次启动发动机进行变轨，而且在轨运行时间超过一年，需要长期在微重力环境中运行，且微重力水平高(10-4g~10-6g)，很难使用人造重力场来避开或减少微重力效应，所以发动机再启动问题就较为严重。此外，随着技术的发展，空间飞行器在轨时间越来越长，其中就涉及到推进剂在轨补加注问题。XX飞行器除了携带了大量的推进剂需要关注在微重力环境下的效应，热控分系统也有大量的流体处于微重力环境中，因此在热控过程中涉及液体的循环传输，流速、流量的控制，管路的设计优化等问题。目前正在进行的长期运行的空间站计划、空间站科学研究、太空望远镜、太阳能电站、在轨维护、未来的载人登月计划、月球基地建设和行星资源开发利用，任务复杂，可靠性要求高。重型运载工具、核心舱及其组合体，体积庞大、工况多、涉及专业广。这些航天器在空间环境下的在轨生存能力亟需得到保障与提高。同时，载人航天器还需要特别的环境控制、生命保障系统及火灾防治系统等，上述系统中多有涉及空间微重力环境下流体的流动与传热传质过程。随着重型运载、上面级、新平台卫星以及新型航天飞行器的发展，在空间微重力环境下的液体管理问题成为制约飞行器的关键瓶颈技术。如不开展微重力液体管理研究，液体管理只能按照以往试验经验结合计算结果提出保守设计，会降低液体推进剂的使用效率，不利于液体贮箱结构优化，严重影响飞行器使用寿命，降低航天器的工作能力。针对航天领域在微重力环境下的液体管理的需求，凝练出了三类微重力问题：残余微重力水平下、不同邦德数范围内以及存在横向过载条件下的液体管理问题。因此，提出了在微重力液体管理问题中需要重点考虑的5类参数：研究对象的尺度、残余微重力水平、邦德数范围、横向扰动与过载以及微重力时间。微重力下流体的表面张力及内聚力等次级力将占据主导地位，微重力流体会表现出不同于常规地面重力环境下的特殊行为，常重力环境下的部分流体科学规律不再适用于微重力环境。微重力流体管理问题广泛存在于空间飞行器的推进系统、热控系统、环控系统以及生命保障系统等。其主要技术挑战为常规/低温液体推进剂的贮存、获取、排气、加注、液体质量计量、晃动行为的控制及压力控制等；热控及电源系统中的多相流流动与传热问题及气液分离等问题；对于载人航天任务，生命保障系统中的空气循环、污染气体控制排放、生活用水的存储传输及废水回收处理，以及富氧条件下航天器火灾发生及传播问题等。航天工程中的多个子系统均会涉及到微重力流体控制与管理的问题：推进系统、热控系统、环境控制与生命保障系统以及电源系统。推进系统推进系统包括运载火箭与空间飞行器上的液体发动机，前者的推进系统大部分时间均处于常重力或者过载条件下，而后者的推进系统主要工作于微重力环境下。研究空间微重力环境中推进剂贮箱内的流体现象和界面行为以及微重力流体管理成为航天工程中的重要课题，推进剂管理的主要作用为对微重力下的流体进行储存、控制和传输，从而使相关系统能够运行并完成特定的功能。微重力液体管理主要应用于上面级、卫星、飞船、空间站、轨道飞行器以及深空探测器等空间飞行器，其主要组成部分为发动机、液体推进剂贮箱、各类管路及控制部分等。微重力环境中，流体的表面张力、内聚力和附着力将起到主导作用，液体推进剂不再处于贮箱底部而是沿着壁面分布在贮箱内部各处，贮箱内液体与气体呈现相互混合状态，气液界面难以确定。而当发动机再启动使贮箱内的推进剂产生喷涌，液体产生大幅晃动。同时为了防止带气泡的液体推进剂通过燃油管路输送至发动机，从而对飞行安全造成影响，必须对微重力条件下的液体推进剂进行合理的管控。由于惯性飞行期间贮箱内推进剂处于微重力状态，所以外界干扰极易使贮箱中液体推进剂变为不稳定，滑行期间作用在推进剂上的干扰很多，这一切都要求对微重力条件下贮箱中液体推进剂特性进行研究，才能提供有效的控制与管理方法。热控系统空间飞行器的工作环境是地球大气层以外的宇宙空间，而且还要经历从地球到运行轨道的过渡环境，所处的热环境完全不同于地球环境。部分卫星回收舱还需要返回地面，再入大气层时与空气高速摩擦引起舱体表面温度急剧升高。为了使空间飞行器能在预定的温度条件下工作，热控技术需要对卫星上产生的热量大小、传递方向各仪器设备之间及飞行器内外的热交换过程、各位置温度变化速率进行预示与合理的控制。飞行器热控系统主要包含以下过程：飞行器承受外部的热量，随着运行轨道及姿态的变化。飞行器吸收外部热量主要依靠热设计选定的具有一定辐射及吸收性能的表面材料及专门的吸热装置来控制；根据空间飞行器热控制面的温度变化对于飞行器吸收的外部热量及仪器、设备产生的热量的大小、传递方向及变化速率进行控制；根据空间飞行器的温度指标要求，将多余的热量通过表面辐射材料、热辐射装置或蒸发装置散发到环境中。环境控制与生命保障系统环境控制与生命保障系统是载人航天类飞行器特有的、最具载人航天特征的一个重要系统，是直接关系到航天员生命安全的保障环节，也是载人航天的关键技术之一从大的方面划分，环境控制与生命保障系统有两大部分功能：环境控制功能和生命保障功能，为了这两大功能，该系统一般要具有如下几大分系统：供气调压、气体成分控制通风净化、座舱温湿度控制、水管理、废物收集处理、航天服循环、烟火检测与灭火、食品管理、测量控制等分系统，每个分系统又要负责实现多个具体的功能。载人飞船相对于卫星技术有不少特殊要求和相应的新难技术，其中环境控制与生命保障技术是载人飞船中所特有的技术。载人航天器火灾的主要形式为密闭空间燃烧，微重力环境下火灾发生、发展到熄灭过程的温度场分布、烟气蔓延速率、产热速率、火焰传播速率及烟颗粒均与常规地面重力环境下的火灾有较大差异。载人航天器是一个密闭狭小空间，舱内各种电子机械设备复杂密布。且航天器推进剂贮箱一旦发生泄露，还有可能发生严重的爆炸事故，表1所示为部分航天器火灾事故统计表。目前载人航天器上都安装了火灾探测报警系统，但是由于微重力密闭空间内的火灾发生规律与地面条件下有着较大的差异，火灾探测报警系统存在误报与漏报率偏高的问题。随着航天技术逐步向长时间在轨飞行以及深空探测的方向发展，开展空间微重力环境下的密闭空间内火灾发生规律的研究极为重要，为我国的载人航天器的火灾安全防止关键技术提供重要的支撑。尽管载人航天飞行器所使用的导线、电子电气元件在地面均经过严格检验并通过各种规定的例行试验。但是，载人航天器在空间飞行时处于微重力状态，这时浮力和自然对流基本消失，因而导线和电子电气元件工作时散热情况恶化，更容易过热，从而导致火灾。美国航天航天器初期50次飞行中竟发生了5次失火事件，失火概率高达10%，而且着火监测和早期报警装置均未起作用，均靠航天员闻到异味和看到着火后才发现的。这是由于这些火灾监测系统是基于地面环境的试验结果而设计的，并不能完全适用于微重力下的火灾监测。所以仍有必要深入、广泛地开展与载人航天飞行器防火安全密切相关的微重力燃烧科学研究。由于飞行过程中飞行器的姿态控制、变轨、贮箱排气、宇航员活动等，航天飞行器在飞行历程与任务不同阶段内会经历显著变化的微重力水平。因此需要对不同飞行阶段经历的微重力水平下的流体行为进行分析研究，而邦德数是表征流体在不同尺度及微重力水平下流体重力与表面张力关系的参数，可以通过邦德数对微重力下流体力学行为进行判定。为了获得航天器在空间环境下的微重力水平以及推进剂系统相应的Bond数情况，现采用某上面级推进剂贮箱模型，以煤油为推进剂进行分析计算。表2所示典型航天器在空间环境下的微重力水平以及相应的Bond数范围，由表可知航天器在空间环境下的微重力水平主要集中于10-1~10-5g，其相应的Bond数范围主要集中于0.2至300之间。对于主要关注表面张力影响的小Bond数模拟试验，可以通过地面条件下缩小试验尺度的方式来实现。而对于大Bond数试验，一般不需要采用微重力试验设施。因此，针对航天工程应用中的液体管理及相关系统中的微重力流体力学行为等问题一般集中在Bond数范围为0.2至300的区间内，为了对各种尺度的流体系统在该Bond数范围内进行微重力试验研究，需要建设能够进行大尺度系统的微重力试验模拟。随着火箭的运载能力的不断提高，航天器所携带的液体燃料和液体载荷越来越多。同时，航天工程对航天器姿态精度要求越来越高，而液体燃料的晃动会产生一定的干扰力和力矩，并降低结构的振动频率。同时，航天飞行器在实际飞行中还要受到各类分离、主发动机关机、稀薄空气阻尼、磁场、太阳风等的干扰。航天器在轨道惯性飞行过程是处于微重力环境条件下飞行，依据工作需要航天器液体发动机（远地点发动机、姿控发动机、再入发动机等）进行二次或多次再启动。微重力环境下的航天器发动机再启动失败会造成严重的飞行任务失利。飞行器在滑行轨道运行时，将有某些干扰加速度作用，如姿控系统工作和低地轨道的空气阻力作用等，可能会破坏液气界面。在助推段、主发动机关机、滑行段以及发动机再启动过程中许多因素会对推进剂添加能量，施加干扰：如泵的逆流和回流、增压气流冲击液面、推进剂晃动、推进剂对流、排气形成的不平衡推力、姿控发动机点火以及熄火点结构松弛等，这些因素都要妥善解决，其中最主要的是发动机关机时由加速度突然减小引起的晃动放大，进而产生横向扰动与过载下的液体管理问题。以较大的发射角向上发射火箭，试验载荷与箭体分离后以惯性继续上升，克服自旋并稳定姿态，达到大气已足够稀薄的高度，载荷舱内开始处于微重力状态，火箭到达弹道顶点后，降至较稠密大气高度结束，可以获得数分钟微重力环境。当探空火箭主动段飞行结束以后，有效载荷与发动机分离，此时有两个加速度源，一个是由空气阻力引起的加速度，通常在稠密大气层外空气阻力较小，另一个是弹体转动角速度引起的加速度，一般采用专门研制的速度控制系统来控制转角加速度。在可控制的条件下，可获得几分钟的微重力时间，10-3~10-5g的微重力水平。持续时间取决于火箭能力。如果使火箭按抛物线飞行较长路程，试验载荷在异地回收，形成亚轨道飞行。火箭方式费用不低，但比轨道飞行如航天飞机、空间站还是低得多。为避免大得多的损失，在重大航天计划实施之前，先以火箭发现飞行试验中的问题和兼容、可靠、安全等飞行问题。由于火箭方式与轨道方式较为接近，火箭成了空间科学与应用发展进程中的阶段性工具。欧洲航天局对微重力火箭的利用较为重视，德国研制了TAXUS微重力火箭，其运行时间为5分钟、有效载荷质量为500kg。故探空火箭试验有如下特点：①微重力水平较高；②微重力时间长，试验空间大；③试验设备复杂，试验费用昂贵。飞机取得尽可能大而且有上升角度的初速度后，驾驶员保持水平速度为常数，垂直加速度为零，即可飞出抛物线径迹。这时机舱内可获与初速成正比的微重力时间进行试验。飞机需进行改装，诸如油路加泵、贮箱抑振等问题。所获微重力时间取决于飞机性能，初速越大，获得的时间越长，但往往机种较小。一般运输机可获数十秒的失重，一次起飞可多次试验。但受科里奥利力的限制，飞机微重力水平不高，10-3g0已是失重飞机能够实现的较高精度。微重力飞行试验有如下特点：①抛物线飞行所能提供的微重力时间约20s~25s,可以满足前期科学研究或测试的需求；②易于验证项目的可行性和更长时间失重条件下项目实施的必要性。但受到硬件条件和周边条件的限制，抛物线飞机也有不可回避的不足：①抛物线飞机飞行过程中受到气流的影响，飞机可能会发生抖动，进而导致重力水平不能达到理想的微重力水平，会给科学研究带来一定的影响；②抛物线飞机所能提供的是以“正常重力—超重—失重—超重—正常重力”为周期的变重力环境，这会使得超重和失重对试验结果的独立作用难以区分，导致与其它真实或模拟失重条件下的试验结果难以对比或发生数据不一致的现象；③抛物线飞行能否按计划进行很大程度上取决于天气；④抛物线飞行成本较高；⑤抛物线飞行舱室大小和飞机形状的限制。近地轨道上的航天器，可近似看作以地心为力心的开普勒运动。向上发射的火箭给予航天器非径向初速，如这个速度足够大，航天器就可进行轨道飞行，其轨道为圆锥曲线。以轨道飞行取得长时间微重力环境，进行微重力试验，除上述初速条件外，还应有适当的轨道设计和运行程序设计，较好的供电和散热条件，还应有回收、资源及运输条件以及与试验规模相配合等技术保证。轨道飞行中的航天器，如人造卫星、飞船、航天飞机、太空站，其内部的微重力试验环境中微加速度场分布较复杂：有非质量中心重力梯度引起的潮汐加速度；有飞行器绕质心旋转的离心、切向加速度；在非惯性系中，有物体相对于飞行器移动引起的科里奥利加速度；还有外部大气阻力、太阳光压引起的加速度。这些都是变化较慢的低频加速度。此外，还有瞬变加速度的影响，不同的空间飞行试验平台的微重力水平在10-1~10-6g0之间。瞬变干扰在飞机器姿控或变轨推力器点火时最大，较显著的还有航天器舱内的反作用飞轮、流体环路、机柜风扇、记录器等设备运行。落塔试验主要针对缩比模型进行的，可实现6s以上的微重力试验试验，10-3g~10-5g的微重力水平。落塔试验有如下特点：①微重力水平较高；②初始条件易于保证、数据采集方便，易于操作、干扰小；③试验费用低、试验时间的选择和试验次数不受过多的限制，试验重复性较好，有利于试验结果的分析，可以满足前期科学研究或测试的需求。2.4.1德国布莱梅ZARM落塔建立在德国布莱梅应用空间技术和微重力中心的落塔是目前国际上最大的地面微重力研究试验装置之一，该设备实行自动和集中控制，每天可进行3~4次自由落体试验。其中，欧空局于2000年与ZARM签订了一份长达4年的合同，合同期间共进行了174次落塔试验，研究内容包含流体物理、材料科学、物理化学等方面。Bremen落塔近期增加底部高压气源，通过弹射形成垂直抛物线运动，使得微重力时间增加一倍，达到9.4s。同时采用液压伺服减速装置使试验舱在弹射过程中加速尽可能平稳且可控。目前，ZARM的试验舱系统可以将质量为400~500kg的载荷在0.28s内加速到46.9m/s。试验结束时试验舱以46m/s的速度落入减速区，减速区内充满聚苯乙烯团粒，试验舱前段的椎体结构外形能够降低冲击峰值并在减速过程中稳定舱体不发生偏心。目前在不莱梅ZARM落塔旁边正在新建一座GraviTower，该落塔采用先进的磁力控制技术方案，可以实现微重力水平的精确控制。双塔在功能上形成良好的互补关系，旧塔主要用于正式试验前的测试，然后新GraviTower可以满足高频的试验任务需求以及对微重力水平的精确控制。但是不莱梅落塔不具备模拟横向过载与扰动的能力，其试验舱的最大直径为800mm。2.4.2日本北海道落塔日本的空间技术最近十几年来迅猛发展与其具有目前世界上最大的落塔试验设备是密不可分的。日本微重力中心落塔自1991年在北海道上砂川建成之后，开展了大量空间技术相关的流体物理、空间材料以及燃烧等多方面的基础研究工作，为日本多个运载器和空间飞行器型号的发展提供了技术支持。该落塔可获得优质的微重力环境，内部密闭小舱采用双层结构，在下落过程中利用磁吸引力，在非接触的情况下可以下降490m。其试验舱分为三部分，公共舱内设置有数据记录仪、电源、助推器控制仪等，有效载荷放置于内舱中，采用光学位移传感器对内舱位置进行测定，并通过助推器对内舱位置进行调控以保证内舱处于漂浮状态。载荷舱直径1.3m，长度1.4m，最大质量为1000kg。在减速制动段，舱体首先进入空气制动管道内，利用压缩制动管内的空气来减速，随后进入机械制动段，制动闸瓦使得试验舱体运动逐渐停止。整个减速过程利用空气阻尼效应和机械摩擦效应相结合，使得制动过程的最大过载为10g。在机械制动失灵的情况下，舱体冲入紧急制动管内，该装置可使试验舱在保证结构完整性的条件下在20m内停止运动。2.4.3美国NASA马歇尔飞行中心微重力落塔美国国家航空航天局马歇尔空间飞行中心100m微重力落塔主要用于与型号研制相关的工程研究，重点以微重力下的液体动力学行为研究为主。落塔高101.7m，有效落高89m，微重力时间为4.275s。为了克服下落过程的空气阻力及摩擦阻力，在试验舱上安装有助推器系统，进而使系统的微重力水平可达10-5~4x10-2g,具体根据试验要求进行调节。试验舱采用内外舱体结构形式，试验过程中外舱沿导轨下落，内舱在外舱内部下落，制动过载为25g。外舱高7.4m，直径2.2m，重为1600kg，试验区高0.91m、宽0.91m，有效载荷重量为204kg。鉴于美国NASA的马歇尔飞行中心落塔主要服务于航天工程中的推进剂管理等问题，该落塔具备一定的微重力水平调节能力，其Bond数范围为0.7~2700。2.4.4中国科学院落塔该落塔高度超过百米，其自由落体试验设施的主要技术性能为：微重力时间3.5s，微重力水平10-5g，减速过载近似半正弦波，过载量级为12g。该试验设置由试验舱组件、减速回收系统、释放系统、控制系统、测量系统及辅助设施组成。试验舱为内外舱件抽真空的双层套舱结构，设计时选取了轴对称的气动外形，以尽量减小下落时舱体承受的气动阻力。该落塔采用电磁释放装置，减速回收系统采用弹性可控减速回收装置，该装置由三端互逆机/电换能器、钢丝绳索钢制圆环、高强度编织网袋、高强度弹性橡皮筋绳组、耗能电阻箱等组件构成。中科院微重力落塔近年来承担大量的微重力基础科学试验研究工作，主要开展了微重力燃烧及多相流相关的试验研究。本文以先进上面级、临近空间飞行器及天地往返飞行器中的微重力流体管理及相关试验验证方法进行了综述，总结了未来型号对微重力流体管理的应用需求，对目前航天工程领域中的地面微重力环境模拟方法进行了研究。通过建设微重力落塔，可以提高卫星、载人航天器等在轨飞行时液体推进剂使用效率，解决飞行过程微重力状态下推进剂液位定位、管路及排气等关键问题，提升未来航天器、天基武器以及深空探测等武器装备工程研制、考核鉴定、基础和前沿探索研究等试验能力。【相关文献】LJHastings,etal.AnoverviewofNASAeffortsonzeroboiloffstorageofcryogenicpropellant[R].Cryogenics41,2002.BKutter,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