共查询到17条相似文献,搜索用时 782 毫秒
1.
2.
3.
射频离子推力器是空间电推进的一种,其推力性能是系统设计的核心问题。为获得推力特性随设计参数的变化规律,采用数值计算方法进行了研究,开展了1 mN射频离子推力器设计计算,对不同放电室尺寸、流量、射频功率、屏栅电压下的推力性能进行了分析并进行了工况优化。结果表明,模型能够正确地描述射频离子推力器性能变化规律,放电室内径25 mm的推力器即可以实现1 mN推力指标,在最优工况下,推力器推力1.176 mN,比冲2 503 s,效率53.13%,满足设计要求。根据该模型研制的推力器样机成功点火,验证了数值模型的有效性,可以利用该模型为射频离子推力器研制工作提供指导。 相似文献
4.
附加磁场强度与位形是大功率磁等离子体动力推力器(Applied Field Magnetoplasmadynamic Thruster, AF-MPDT)重要工作参数之一。为验证附加磁场强度对低工况下AF-MPDT性能的影响,采用北京控制工程研究所联合北京航空航天大学研制的100 kW级AF-MPDT原理样机,利用推力靶测量系统进行高温震动环境下的推力测量,针对不同附加磁场强度(30~230 mT)下的推力器开展中低功率性能研究实验。实验结果表明,在一定范围内,增加磁场强度可提升低工况下推力器推力、比冲、放电电压及效率等性能指标,并且放电电流越大,性能提升效果越明显。分析表明,低工况下AF-MPDT推力、比冲与磁场强度的平方根呈线性关系;推力器放电电压与磁场强度呈线性关系;推力器效率随磁场强度增强而增加,最终达到相应工况下的极限。 相似文献
5.
高功率霍尔推力器兼顾了比冲高、推力大、寿命长等特点。为了提高设计效率并考察热负荷问题,以50 kW级霍尔推力器为对象,采用单元粒子法(PIC)/蒙特卡罗碰撞模型(MCC)/直接模拟蒙特卡罗碰撞模型(DSMC)混合算法,建立二维对称计算模型。基于准电中性假设、中性原子考虑为背景气体,计算得到标准工况下(功率50 kW,流量86.4 mg/s)推力为2.2 N,比冲为2 598 s,与同类推力器实验结果对比,误差分别为5.18%和3.35%。在此基础上,考察了多种工况下(工作电压400~600 V,工质流量69.12~103.68 mg/s)放电通道内离子数密度、离子轴向运动速度、电子温度分布等参数。结果表明:增大工作电压会增强粒子间相互作用及离子加速喷出效果,流量调节影响电子温度和离子数密度分布;从推力器性能方面来看,增大工作电压,推力比冲随之增大,流量增大、推力增大,推力器的热损失功率占比达到15.94%。研究结果为高功率霍尔推力器的设计和实验提供了一定的参考依据。 相似文献
6.
7.
《固体火箭技术》2021,44(2)
磁等离子体动力推力器具有高比冲、大推力的特点,是一种非常有前途的空间电推进形式。为进一步提高推力器的性能,需要进行强磁场下的推力器加速机理研究。与传统小功率电推力器相比,磁等离子体动力推力器功率大,推进剂流量大,导致实验研究难度大,成本高,存在一定的危险性。利用等离子体电导率模型和磁流体方程组,对强磁环境下推力器进行建模,在0.2、0.53、0.66、1.54 T不同磁场强度下进行了仿真。结果表明,推力器比冲和电压随着磁场强度的提高而增加,比冲变化范围3400~4650 s,电压变化范围120~236 V,推力器效率先增加、后减小,从60.8%增加到72.6%,最后减小到57.9%。研究结果表明,磁流体模型和电导率模型能够反映出磁场对等离子体的加速作用,磁场强度会影响比冲和效率。该模型可为以后推力器的设计和优化提供参考。 相似文献
8.
文章主要研究离子液体推力器发射阵列几何结构参数对推力器性能的影响。建立单个发射极粒子网格法仿真模型,模拟获得了单个发射极束流分布及推力、比冲等性能参数曲线;通过改变电极间距及引出极孔径获得了单个发射极平均推力和角向效率的变化曲线,分析了电极间距及引出极孔径对推力器性能的影响。研究表明:在离子被引出极拦截前,推力器角向效率与电极间距成正比,与引出极孔径成反比;在不考虑发射离子数量和比例改变情况下,推力器推力随电极间距的增加先增大后减小,一定范围内随引出极孔径的减小而增大,但过小的引出极孔径会造成严重的推力损失与栅极侵蚀。以上研究结果可为离子液体推力器的优化设计提供参考。 相似文献
9.
首先介绍离子液体电喷推力器的工作原理和分类,通过与其他相同推力量级的电推力器对比进一步分析了其特点,然后总结了离子液体电喷推力器的国内外研究现状,在此基础上重点梳理了微尺度下带电粒子的产生与加速、微细制造与精密装配、推进剂贮存和供给、高升压比微功率电源处理单元以及比冲和推力测试等离子液体电喷推力器研制过程中涉及的关键技术,最后展望了小型化、模块化与推力密度提升的发展趋势并提出离子液体电喷推力器的发展构想。 相似文献
10.
11.
Akira Kakami Shinji Beppu Muneyuki Maiguma Takeshi Tachibana 《Acta Astronautica》2011,68(7-8):1228-1233
The present paper describes thrust measurement results for an arcjet thruster using Dimethyl ether (DME) as the propellant. DME is an ether compound and can be stored as a liquid due to its relatively low freezing point and preferable vapor pressure. The thruster successfully produced high-voltage mode at DME mass flow rates above 30 mg/s, whereas it yielded low-voltage mode below 30 mg/s. Thrust measurements yielded a thrust of 0.15 N and a specific impulse of 270 s at a mass flow rate of 60 mg/s with a discharge power of 1300 W. The DME arcjet thruster was comparable to a conventional one for thrust and discharge power. 相似文献
12.
13.
As a novel propulsion technology, ultrasonically aided electric propulsion (UAEP) offers a high specific impulse and a high thrust density. In this paper, the effects of extractor grid configuration on performance of a UAEP thruster have been investigated by both experimental studies and numerical simulation. Relationships between spray current and operation parameters, including applied voltage, propellant flow rate, and vibration power and frequency, are explored for different extractor mesh sizes and shapes. Numerical simulation is also carried out for a better understanding of the formation of capillary standing waves as well as the electric field distribution in the acceleration zone. Experimental results show that compared with a circular shaped extractor, a reticular shaped extractor is able to produce a higher spray current. The current density increases with a denser mesh, which agrees well with the numerical simulation results. This phenomenon indicates that optimizing extractors with appropriate shapes and sizes can be an effective way to improve the performance of a UAEP system. A performance evaluation based on hydrodynamic and electrostatic calculations indicates that the present UAEP system can produce a thrust competitive to that of the colloid thruster with an emitter array. 相似文献
14.
一种用于临近空间飞行器的吸气式电推进技术 总被引:1,自引:0,他引:1
针对低速临近空间飞行器提出了一种新型吸气式电推进方案,该方案采用单介质阻挡放电(SDBD)作为等离子体源,因此能在较大气压范围(数Pa~1atm)内电离大气产生等离子体并产生推力。为探究该吸气式电推进方案的推力性能,测量了实验样机在多个气压和电压条件下产生的推力。推力测量结果显示在10~90kPa气压范围内,实验样机产生的推力在10 2~10 3μN量级;气压一定时,产生的推力与驱动电压呈幂次相关;而电压一定时,随着气压自1atm逐渐降低,产生的推力先增大后减小,且达到最大推力的气压与所加驱动电压相关。 相似文献
15.
Experimental investigations of the 10 N catalytic hydrazine thruster are reported. These thrusters find applications in orbit raising functions of a spacecraft. The hardware was realized and tested in a vacuum chamber (10?3 mbar vacuum) for its performance. When tested at the design propellant supply pressure of 21.5 bar the thruster developed 10.25 N thrust at an operating chamber pressure of 16.4 bar. The thruster was also tested for off-design conditions (24, 18 and 14.5 bar propellant supply pressures) of operation to determine the steady-state performance. The chamber pressure and vacuum thrust follow more or less a linear law with the propellant-supply pressure. The thruster was also tested for its response characteristics for short (100 ms) firing durations at various propellant-supply pressures (15.5, 18.8, 22.5, 25.6 and 29.5 bar) and the experimental results are reported and discussed. The hydrazine was injected at the room temperature (300±5 K). 相似文献
16.
燃烧室新材料在卫星双组元低推力发动机上的应用 总被引:5,自引:0,他引:5
对有代表性、有发展前途的几种新材料进行比较 ,并根据应用新材料的低推力发动机燃烧室的结构特点 ,分析了不同冷却方式对双组元低推力发动机性能损失的影响 ,为双组元低推力发动机燃烧室的材料选择、加工工艺、设计优化提供参考。 相似文献