100W微波等离子推力器的调试与地面实验

微波等离子推力器(MPT)谐振腔只有在谐振状态下，微波能量才能被高效地用于加热工质产生推力。采用微波无源器件回波损耗的测试方法对100W MPT谐振进行精确地调谐，分析微波能量的吸收效率及谐振频率带宽，研究腔体尺寸、微波耦合探针位置在同一谐振频率条件下的匹配性。在地面条件下，对100W MPT系统进行了实验，利用推力器腔体内的高电场强度可直接使系统推力器腔体中工质电离，其最高能量吸收效率可达98．3％。     

0.1 kW微波等离子体推力器的试验与数值研究

主要对0.1 kW微波等离子体推力器进行了地面试验和数值模拟研究。试验研究分析了影响推力器效率的因素;数值研究通过采用SIMPLE方法求解了N-S方程和采用FDTD方法求解了M axwell方程,分析了影响谐振腔内等离子体参数的因素。结果表明,微波功率、工质种类和质量流率是影响谐振腔效率的主要因素,而等离子体参数则主要受微波功率的影响。     

基于微波等离子推力器的地球同步轨道卫星任务优化计算

将微波等离子推力器（MPT）应用于“东方红三号”（DFH-3）卫星的推进子系统，完成其轨道转移和南-北位置保持任务。建立了卫星任务和系统优化计算模型，采用遗传算法对卫星轨道转移和位置保持任务进行优化模拟计算，讨论了推力弧段和推力等对卫星变轨时间、MPT累积工作时间、卫星干质量和有效载荷的影响，结果表明，采用MPT可大大减少推进剂工质消耗，增加有效载荷，变轨时间明显大于化学推进，但小于相同电功率的其他电推进。     

用Langmuir探针诊断MPT羽流

为了探索微波等离子推力器(MPT)羽流的特性,建立了一套Langmuir探针诊断系统并对MPT的羽流进行了诊断,得出了MPT喷管羽流的电子温度和电子数密度等重要特性参数。实验结果表明,所测参数反映了等离子体的特性。与理论计算结果基本相符,并且诊断手段简单易行,为MPT羽流诊断提供了一种实验手段。     

微波等离子推力器真空羽流模拟计算

粒子节点－直接模拟蒙特卡罗法（DSMC）是求解稀薄气体流动的数值模拟方法，采用轴对称硬球模型、随机取样频率法对微波等离子推力器（MPT）的真空羽流进行了数值模拟计算，为了提高计算效率和节省计算机内存，采用了随机取样频率法（RSF）和加权技术。对MPT真空羽流的浓度、速度和温度分布进行了计算，并对羽流污染进行了分析。计算结果对以后MPT真空羽流场测试和航天器一体化设计提供了参考。     

微波等离子体推力器流动模拟(英文)

采用N-S方程求解了100 W微波等离子体推力器(MPT)选用不同推进工质时的性能参数;并采用直接蒙特卡洛模拟方法(DsMC)对MPT羽流进行了数值模拟.结果表明,几种工质的推力变化不大,氮气为23.6 mN,氮气为24.8mN,氩气为24.8 nuN;但比冲区别较大,氮气为565.2 s,氮气为243.7 8,氢气为180.2 s.羽流场中,密度、压强及温度沿轴向和径向均逐渐减小;轴向速度在轴线附近变化不大,采用氩气工质时,约1 700 m/s,在远离轴线区域,沿流动方向逐渐增大,沿径向逐渐减小;径向速度沿轴向变化不大,沿径向逐渐增大,并在接近流动区域边界时迅速减小.     

碘工质霍尔推力器内部过程数值模拟

随着霍尔推力器的大力发展，碘工质霍尔推力器越来越受到研究人员的重视。深入了解碘工质霍尔推力器放电室内部过程，为优化推力器性能和拓展空间应用提供依据。建立了二维PIC/DSMC/MCC混合方法模型，结合鞘层和二次电子发射模型，根据碘工质特性，加入解离-电离过程，在定壁温条件下，针对200 W碘工质霍尔推力器放电室内部过程开展了数值模拟，考察其放电室内等离子体的多场耦合特性以及与壁面的相互作用过程。研究其放电通道内部的等离子体行为，分析放电室内的等离子体参数，获取其离子数密度、离子轴向运动速度、电子温度等特征参数，将模拟结果和氙工质进行比较。结果表明:相较于氙工质，碘工质霍尔推力器存在解离区，宽度约为2 mm，位于近阳极区之后、电离区之前。     

100 W微波等离子推力器固态源研制

为了实现微波等离子推力器的小型化,利用固态器件、衰减器和检波器一体化设计技术及液体冷却技术,研制出小型化的微波等离子推力器固态源,其输出和反射微波功率可由固态源输入电压和检波器的输出电压进行控制与检测,固态源的质量与体积分别是磁控管微波源的15%和6%。对采用固态源的推力器分别进行了地面和真空实验,结果表明固态源能稳定可靠地工作。     

MPT在探月中的应用方案初探

借鉴“东方红3号”卫星的推进系统组成和“SMART-1”探月器的飞行轨道,提出了2种微波等离子体推力器(MPT)应用于月球探测器的推进系统方案(即复合推进方案和统一推进方案),分析计算了MPT用于姿态控制时对推进剂耗量的影响及用于主推进变轨时推进剂耗量和飞行时间的变化,并讨论了MPT的电源系统带来的附加质量。结果表明,在付出一定飞行时间代价的条件下,MPT的引入将大大增加有效载荷质量。     

基于量子理论的无工质微波推进性能计算分析

无工质微波推进是一种新概念推进装置,具有推力大、结构简单、性能可靠的优点, 可广泛应用于空间飞行器。为了给以后的设计研究奠定基础,本文基于量子理论,对无工质 微波推力器腔体内的微波电磁场进行量子化处理,推导出推力的理论计算公式,使用有限元 分析软件计算出不同模态的腔体固有品质因子Q值,计算出不同模态下的推力值。计算 结果表明TE 012 模态下的Q值最高达79523,推力修正值最高可达0.315N,是 推力器模态的最佳选择。
     

同轴谐振器低气压放电击穿瞬态电学行为研究

气体微波电离引起的低气压放电效应是限制微波部件功率容量的可靠性问题之一,而击穿瞬态电学行为的研究有助于诊断系统响应。目前大功率微波部件的击穿诊断与电路系统联系不够紧密,而探究放电所产生的等离子体对系统的影响能够改善这一现状。以TEM模式下谐振频率为2.6GHz的同轴谐振器为研究对象开展低气压放电实验,获得了100~1000Pa气压范围内谐振器的击穿功率阈值随气压的变化关系实验曲线,并通过正反向调零模块中功率计记录气体电离击穿前后的S11值。结合谐振器内部放电后的烧蚀痕迹将气体电离击穿后所产生的等离子体等效为圆柱型介质块,进行建模仿真获取放电发生后S11与谐振频率随气压变化的关系曲线,分析并发现局部阻抗的负载状态随着气压的升高是逐渐由容性向感性转变。最后基于测试系统的调零模块计算得到电离击穿前后谐振器局部阻抗的变化量与气压的实验关系曲线,验证了建模仿真结果。     

美国微波电热推力器的发展历史与研究现状

概述了微波电热推力器（MET）的系统组成和工作原理,回顾了MET的发展历程,重点介绍了美国MET的研究进展与现状、关键技术及其在潜在应用领域中的性能优势,关键技术有微波谐振腔工作模式的选取和谐振腔结构的设计,并根据国外研究现状．提出了国内微波电热推进的研究方向。     

隐身等离子体的几个相关问题研究

在目标的雷达隐身方面,等离子体具有巨大的应用潜力。对隐身应用时产生等离子体的气压、放电气体种类以及放电方式进行了论述。指出在大气压下,适宜利用惰性气体放电来产生等离子体。而目前许多文献中所报道的隐身等离子体的产生方法离工程应用还有一定距离,还有许多问题亟待解决。     

等离子体加速器动力学理论探索

等离子体驱动微小碎片加速器是利用大容量脉冲电容器组对等离子体同轴枪放电产生高温、高密度、高速等离子体,再用这些等离子体加速微粒（10～1 000 μm）至超高速（1～15 km/s）以模拟mm级以下空间碎片撞击效应的地面试验装置。为了提高微粒速度,需要增加等离子体的动量,而等离子体的动量与工作气体的性质及定向速度密切相关。文章用数值模拟及解析计算等理论方法来探索等离子体轴向速度、密度和温度与放电条件、加速电极参数和工作气体之间的关系。通过研究等离子体束与微粒间相互作用的动力学行为,寻求优化试验装置效率的有效途径。     

弹体孔缝耦合特性研究

针对弹体上孔缝在微波脉冲作用下的耦合特性,利用电磁仿真软件CST进行分析,并研究不同孔缝形状、大小以及分布方式对耦合强度和共振频率的影响。研究结果表明,对于单个孔缝,正方形和圆形孔缝的耦合系数较为接近,且随着频率增高而增大;当入射电磁波电场方向与矩形孔缝的长边垂直时,耦合系数最大,此时将发生共振,共振频率对应的二分之一波长约等于矩形孔缝的长边长度;当入射电磁波电场方向与矩形孔缝的长边平行时,耦合系数最小。文中还进一步研究耦合系数与矩形长宽比例的关系。最后,研究组成孔缝阵列时的情况,发现各种形状的孔缝耦合系数均有明显下降,且孔缝形状差异的影响不再明显。     

二次电子发射对稳态等离子体推进器加速通道鞘层的影响

稳态等离子体推进器(Stationary Plasma Thruster,SPT)工作时产生的高密度等离子体遇到其加速通道陶瓷器壁时,在陶瓷器壁与等离子体之间形成鞘层。离子会在鞘层电场作用下到达SPT加速通道器壁表面进而复合,而等离子体中的电子由于具有高能可跃过鞘层电场轰击器壁表面,从而产生二次电子发射效应。从器壁表面发射出的二次电子由于受到鞘层电场的排斥,导致其向等离子体源区移动,进而影响等离子体鞘层的特性。建立了考虑二次电子发射效应的无碰撞等离子体鞘层的一维流体模型,研究了二次电子发射对SPT加速通道鞘层特性的影响。计算结果显示,随二次电子发射系数增加,鞘层电势、离子密度、电子密度和二次电子密度增加,而离子速度降低,鞘层中离子密度始终大于电子密度。鞘层中二次电子绝大多数集中在器壁附近,随二次电子穿越鞘层厚度的增加,二次电子密度快速下降。     

固体火箭发动机前封头人工脱粘层烧蚀研究

从理论分析的角度出发．通过对人工脱粘层和绝热层所构成的槽缝燃气温度场与烧蚀的耦合计算，得出了人工脱粘层的烧蚀规律。在计算中，采用了隐式差分格式及控制容积法等计算技术，并采用了先进的烧蚀模型。为模拟发动机静止与飞行两种不同状态，本文对不同宽度的槽缝人工脱粘层的烧蚀进行了计算，对其进行了比较。本文所采用的方法可供今后人工脱粘层的设计参考。