主题：【原创】天宫遨游 -- 心有戚戚

天宫就会成为新的“国际空间站”，意大利都已经在规划让中国将自己的实验舱发射上天成为天宫二期的一部分了。

搭积木啊

不考虑向z方向扩展?

是2个载人飞船对接口，加上-X轴上的1个，共3个。将来二期工程要长期接驳2艘，短期接驳3艘。

而+Z轴上现在是2个出舱口（每个核心舱上一个），有点多余，不知是否可以将天和二号核心舱上的改装成停泊口，以再接上一个实验舱？

以下是根据新闻的解读：https://www.chinanews.com/gn/2021/04-30/9467826.shtml

为满足天宫长期高效安全运行的要求，811所研制了长寿命大容量高安全锂电池组。天宫电网电压为100伏，为防止锂电池高温引发燃烧，采用陶瓷隔膜以防内短路，同时在电池组之间采用阻燃材料。

天和核心舱共有6组锂电池，每组有66个单体电池。有一套智能化的锂电管理系统，实施温度监测。为了维护更换的需要，有两个电源通道，每个通道有3组锂电池。当一个需要维护（比如更换电池）时，另一个承担供电。

据此推测，单个电源通道将3个锂电池组串联。这样每个电池组的电压为33伏左右（100伏/3），在对其维护更换时能满足人体的36伏安全电压要求。每组锂电池有11个单体电池，每个3伏左右，都是串联。而两个电源通道在正常运行中并联，以减少负载和优化充放电。

天宫一号空间实验室的失联应该是电池故障，因为只用了一个电源通道，没有备份。就此可以看出，单个电源通道的使用寿命约为5年左右（天宫一号2011年9月发射，2016年3月失效）。两个通道并联可以大大提高寿命，至少达10年，估计这就是天宫设计使用寿命的由来之一。

天河一号：中国首个空间站-Tianhe-1 : The first module of the Chinese space station

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嫦娥五号模拟实验：从月球采样并返回-Chang'e 5 Simulation: Sampling and Returning from the Moon

根据公布的信息，天宫（China Space Station）的电源功率为27千瓦以上，而太阳翼总功率约为100千瓦以上，两者之间相差近4倍，这是怎么回事呢？

27千瓦应该是天宫总的的电池功率，即在阴影区可以提供的电量。而天宫太阳翼最大功率约100千瓦，平均在60千瓦左右。在光照区，太阳翼不仅给负载供电，同时还要给电池充电，所以差不多是电池功率的两倍。当然电源设计上比实际设备负载再有至少两倍的冗余（考虑将来扩展），所以实际负载为12千瓦左右。

这27千瓦的电池功率如何在核心舱和两个实验舱之间分配呢？根据天宫一号空间实验室的（单通道）电源功率为3.5千瓦的数据，天和核心舱双通道电源功率大致为7千瓦。由于每个实验舱的太阳翼功率大致是核心舱的两倍，所以会采用至少三通道电源，功率在10千瓦以上。这样也可以得出天宫总的的电池功率在27千瓦（实验舱10千瓦 x 2 + 核心舱7千瓦）以上的结论。

不知道在月球建个芯片制造厂，有没有搞头。

虽然遨游在400公里左右的“太空”，天宫却还是会有大气阻力，所以装上了霍尔推力器。天和核心舱上一共有4台霍尔推力器，每台80毫牛推力。其中两台备份，两台使用，推力共160毫牛，也就一缕头发的重量，那究竟够不够呢？影响空气阻力的因素主要包括两个：1）大气密度；2）飞行器截面积。这两个因素对天宫来说都不是常量，而是变量。首先是大气密度， 和太阳周期紧密相关。太阳极大期时，更多的大气分子被太阳风刮到高空，使400公里处的大气密度达到最大。而在太阳极小期时，大气分子也安分多了，400公里处的大气密度会比峰值减少几十倍。 其次，飞行器截面积处于不断变化之中。天宫的初期只有核心舱和轴向对接的神舟载人飞船和天舟货运飞船，加上各自的太阳翼，截面积相对较小。而两个实验舱发射之后，会在径向对接，它们又带了600平米的太阳翼，截面积会大大增加。在日常运行中，太阳翼的方向又是可调的，使得截面积时刻在变。

由于天宫的环境大气密度和自身横截面都不确定，精确计算大气阻力基本上不可行。但是我们可以通过国际空间站的历史数据大致推算一下。天宫在完成实验舱组装后以及常年接驳神舟载人飞船和天舟货运飞船的条件下，总重量可达近百吨。而国际空间站的重量超400吨，是天宫的4倍以上。这样，两者主要结构体体的横截面积之比应该在1：3左右。而国际空间站的太阳翼总面积为2500平米，天宫的太阳翼总面积为800多平米（两个实验舱600平米，核心舱134平米，以及天舟货运飞船和神舟载人飞船上各几十平米），前者同样是后者的3倍左右。所以两者的总的截面积大致是1：3的关系，那么在同等大气密度条件下的天宫的阻力大约是国际空间站的三分之一。

下图显示在2020年的太阳极小期中，国际空间站五月的高度为418.55公里，六月的高度为418.35公里，下降率为每月200米、即每天7米。能量损失主要是重力势能 W = m*g*h，平均日损失为：W = 420,000公斤 * 9.8米/秒方 * 7米 = 28,812,000焦耳。 这是国际空间站日均损失势能，每秒钟损失能量约为：28,812,000/(24*60*60) = 333焦耳。根据能量守恒定律，势能损失和阻力做功相抵。大气阻力做功为 W = F*D，D是位移。空间站在400公里轨道每秒位移约7,700米，所以阻力 F = W/D = 333焦耳 / 7,700米= 0.043牛。在太阳极小期中，国际空间站的大气平均阻力为43毫牛，而天宫的大气平均阻力为它的三分之一，即15毫牛左右，大大低于两台霍尔推力器160毫牛的推力。

下图显示在2002年的太阳极大期中，国际空间站一月的高度近398公里，二月的高度近382公里，下降率为每月约16公里、即每天约530米。平均日损失重力势能为：W = 420,000公斤 * 9.8米/秒方 * 530米 = 2,181,480,000焦耳。每秒钟损失能量约为：2,181,480,000/(24*60*60)=25,250焦耳。大气阻力F = W/D = 25,250焦耳 / 7,700米= 3.28牛。所以，国际空间站在太阳极大期中的大气平均阻力为3,280毫牛。这样，天宫在太阳极大期中大气平均阻力为1,100毫牛左右，即便是四台霍尔推力器320毫牛的推力，也只是阻力的三分之一不到。

可以看出，天宫的大气阻力在一个从十几毫牛到上千毫牛之间的很大范围内变化。在太阳比较安静时，两台霍尔推力器每天只须工作约2个小时即可维持轨道。而在太阳非常活跃时，即使24小时全开也是杯水车薪。由于避免不了掉高度，每隔一个月左右须用双组元升轨火箭发动机提升轨道。值得注意的是，在天宫完成建造后不久的2025年将迎来太阳极大期的考验，此时天宫横截面积最大，环境空气密度也最大，阻力将呈几何级数增加。那时天宫需在地球阴影区将太阳翼转到平行于轨道方向，以尽量减少空气阻力。

所能产生的推力会比常规燃料的推力更大一些么？

电推是不是还需要额外能源？

最后的净效应不知道差别有多大？

霍尔电推之前最好的材料应该是氢氧，燃烧后喷出产生推力，比冲有限..

霍尔电推是把气体电离加速后喷出，喷出速度很高，比冲很高，所以等质量消耗下，推力大很多,...

看前述文章的意思，等质量原材料，推力能大10倍多

坏处是：需要消耗大量电能，需要消耗电力来电离气体，加速气体...

好处是：太阳能板转电能免费，不消耗任何质量....

我也好奇，这个80mN的霍尔电推要耗电多少...

有幸向铁首汇报一下。

航天器在轨道上并不是固定的，受各种力的影响会偏离轨道，这就需要姿轨控调整，也就是俗称的画八字，以前都是化学推进发动机喷燃料调整。航天器上重量都是克克计较的，燃料不可能带的太多。如果燃料喷完了，其它系统还是好的，航天器一样会到寿。

霍尔电推的原理下面的心有戚戚已经介绍了，其最大好处是比冲高，寿命长，能大幅度减少推进剂重量。执行同样任务，霍尔电推所需要的推进剂重量只有化学推进剂的十分之一到几十分之一，优势非常明显。

霍尔电推需要电能来电离并加速推进剂工质，需要短时间高功率电能供应。但是一方面航天器总体用电功率大幅增加，电推用电只占一小部分；另一方面随太阳电池和储能电池的性能提高解决电推用电压力不大。所以现在霍尔电推用的越来越广泛，而且未来大功率霍尔电推成为发展方向。

两台即3千瓦不到，估计得在光照区电能充足时才会使用（多余的电能正好可以用掉）。

天和核心舱上的霍尔电推比冲是一般的火箭发动机的5倍多，每年消耗几百公斤氙气，而如果用一般的常规推进剂则需要数吨。

对霍尔推进器来说太低了吧，理论值应该在3000秒以上呀

工程上霍尔推力器的比冲能达到常规火箭发动机的5倍就已经算是很不错的性能了。

天宫上的霍尔推力器有八千小时的寿命、按照日平均工作近5个小时来计算，单组两台可工作5年，两组共10年，在轨更换一次可达20年，基本满足空间站全寿命周期的需求。