大功率离子推力器和流动控制单元验证现状 及其2000小时寿命试验

为了发展基于电推进的大功率空间运输系统,需要开发和验证功率达数十千瓦的电推进系统,深空任务电推进系统优化的比冲要求高达10⁵s。凯尔迪什研究中心（KeRC）正在开发这样的电推进部件。本文概述了 35kW离子推力器 IT-500及其流动单元FCU-500的验证现状。作为其验证的一部分,完成了IT-500 和 FCU-500的2000h寿命试验。其中,离子推力器大部分验证条件是：输入功率17.8kW,使用了40kg氙,2018h寿命试验。本文介绍了磁场和离子光学以及石墨格栅开发现状。     

大功率离子推力器和流动控制单元验证现状及其2000小时寿命试验（英文）

为了发展基于电推进的大功率空间运输系统,需要开发和验证功率达数十千瓦的电推进系统,深空任务电推进系统优化的比冲要求高达105s。凯尔迪什研究中心(KeRC)正在开发这样的电推进部件。本文概述了35kW离子推力器IT-500及其流动单元FCU-500的验证现状。作为其验证的一部分,完成了IT-500和FCU-500的2000h寿命试验。其中,离子推力器大部分验证条件是:输入功率17.8kW,使用了40kg氙,2018h寿命试验。本文介绍了磁场和离子光学以及石墨格栅开发现状。     

离子液体微推进技术研究进展

介绍了离子液体推进器的基本结构和工作原理,阐述了粒子发射的限制条件及通常采用的工作模式,总结了该推进器的常见分类形式。介绍了当前广泛应用的一些实验方法和仿真手段,以及针对发射阈值场强、束流散射、多粒子分散效率、推进器长时间工作稳定性等问题开展相关研究取得的进展,对比分析了适合粒子发射的工作环境及相对精确的仿真方法,为推进器的后续设计、工作模式设定及性能评估等工作提供了参考。结果表明：增大推进剂流阻、提高发射极阵列密度是提高离子液体推进器效率和推力的合适手段;利用闭环控制的方法改变发射电压极性、逐渐提高发射电压大小是维持推进器推力大小、提高工作稳定性的有效方法。     

新设备

一、LJ-NiCu型含镍、铜、污水处理回收设备用于电镀车间含镍和酸性镀铜的污水处理,处理后的水可循环使用,回收的硫酸镍、硫酸铜溶液可供调整槽液之用。主要技术指标: 处理污水量:1.5～2.0米~3/小时电功率:1.5千瓦回收液浓度:     

Dash8-400选用PW150

PW150是PW1OO系列涡桨发动机的发展型,其热动力功率为48O0～5600千瓦.当用于Dash8-400时,功率将为3670千瓦.目前功率为2050千瓦的PW127是使用中的PW100系列中功率最大的型别.PW150将采用新的3级低压压气机(取代原来的单级离心压气机)和高功率(3729千瓦)与低转速(1020转每分)的减速齿轮箱,并改进涡轮冷却.按进度第一台PW15O     

联信公司推出几种小尺寸高效燃气轮机

最近,联信公司建成了一条生产小型高效燃气轮机的生产线,以生产功率为3300－10000千瓦和效率为28．2％－35．2％的燃气轮机。这些发动机可用作小型电厂的动力、机械驱动和舰船推进的动力。几种改进型燃气轮机这几种燃气轮机将在其同等功率级范围内与那些尺寸较大和效率偏低的燃气轮机竞争,主要有4种。TF50发动机这是舰船推进用的TF40B的功率增大型。该发动机在连续状态下额定功率为3922千瓦,涡轮进回温度为1126oC,烧柴油时的耗油率为0．278千克／千瓦．小时,效率为30．2％。最大非连续输出功率为4303千瓦,此时的涡轮进口温度为114…     

台湾的轻型直升机

台湾纬华公司设计了两种轻型直升机:254型和331型.254型空重不超过114千克,最大速度110公里/小时,发动机功率36.77千瓦,331型空重150千克,飞行速度为180公里/小时,续航时间2小时30分钟,航程250公里,该机发动机功率大于254型,这两种直升机都是单     

航空史上最“牛”的发动机

二战传奇——梅林 罗罗公司的梅林、（Merlin）发动机是二战时期广泛使用的液冷活塞发动机，最初设计功率为559千瓦。不过，当梅林发动机在首架“飓风”战斗机装机飞行时，功率已经达到了708千瓦，使“飓风”的速度初期就达到了540千米/时，改进后更是达到了624千米/时。     

中国Z-9G出口型武装直升机

该机是在中国直九(Z-9)直升机基础上改型的出口型武装直升机,是一种昼间使用的多用途攻击直升机。它主要用于执行反坦克、压制地面火力和攻击地面零散目标任务,也可用于运输、通信联络和战场救护任务。该机装两台WZ-8A涡轴发动机,单台起飞功率526千瓦。飞机的最大载油量为900千克。机     

吸气式多级电流体推进器性能研究

吸气式电流体动力（Electrohydrodynamic,EHD）推进器通过多级加速的方式可以有效提高推力,缓解航空器在空间环境下燃料不足的问题。为了探索不同参数下推进器的性能变化规律,分别研究了海拔、电压、电极间距和推进器级数等对电流体推进器的影响,通过求解电流体力学基本方程获得了放电、流动及推进特性相关的数据。研究发现,推进器在海拔0～20 km存在较大的性能差异,当海拔增大时,电极可施加的极限电压明显减小,电流及空气流速均有不同程度的降低。单级加速腔在海拔0 km处产生的最大推力是海拔20 km处的18.4倍,对应的推功比是海拔20 km处的3.1倍。多级推进器的推进性能并不等同于多个单级加速腔的代数相加,其前后两级电极的相互干扰会导致电场强度和电荷密度均发生变化,产生的反向电场将阻碍气体的流动。当推进器级数由1提升至5时,总推力由1.7 mN提升至6.53 mN,增大3.84倍;而推功比由0.94 N/kW降至0.58 N/kW,减小61.7%。     

Direct drive options for electric propulsion systems

Power processing units (PPUs) in an electric propulsion system provide many challenging integration issues. The PPU must provide power to the electric thruster while maintaining compatibility with all of the spacecraft power and data systems. Inefficiencies in the power processor produce heat, which must be radiated to the environment in order to ensure reliable operation. Although PPU efficiencies are generally greater than 0.9, heat loads are often substantial. This heat must be rejected by thermal control systems which generally have specific masses of 15-30 kg/kW. PPUs also represent a large fraction of the electric propulsion system dry mass. Simplification or elimination of power processing in a propulsion system would reduce the electric propulsion system specific mass and improve the overall reliability and performance. A direct drive system would eliminate all or some of the power supplies required to operate a thruster by directly connecting the various thruster loads to the solar array. The development of concentrator solar arrays has enabled power bus voltages in excess of 300 V which is high enough for direct drive applications for Hall thrusters such as the Stationary Plasma Thruster (SPT). The option of solar array direct drive for SPTs is explored to provide a comparison between conventional and direct drive system mass     

中国电推进技术发展及展望

为了促进国内电推进技术的发展,简要介绍了国际上主要电推力器的种类和特点,并结合国外电推进技术的研究及在轨应用情况,介绍了中国电推进技术发展过程和应用现状,总结了国内外电推进技术的发展趋势。在此基础上,根据国内深空探测、商业航天、重力场测量、引力波探测等空间任务对推进器的高比冲、长寿命、宽调节范围、低成本、高精度等需求,提出了国内电推进技术应该将小型离子推力器、大型霍尔推力器、脉冲等离子体推力器以及无拖曳控制推力器作为重点发展方向的建议。     

超大功率电推进电源处理单元关键技术研究

针对深空探测等空间任务对超大功率(10kW~100kW范围)电推进系统的需求,通过对国内外超大功率电推进技术的调研,提出了一种50kW超大功率霍尔电推进系统电源处理单元（Power Processing Unit,PPU）设计方案,重点对核心的阳极电源关键技术进行研究,提出了四管Buck-Boost变换器和三相LLC谐振变换器级联的设计方案,为我国超大功率PPU的发展提供了技术参考。     

多级会切磁场等离子体推力器研究进展

多级会切磁场等离子体推力器是一种电推进装置。在对此类推力器的基本概念、性能优势进行总结的基础上,系统性地回顾了国内外各研究机构不同功率级推力器的发展历程,并介绍了推力器离子加速及电子传导相关物理机制的研究过程。历经21年的发展,多级会切磁场等离子体推力器表现出显著的性能优势,在未来航天推进领域表现出了巨大的发展潜力。德国泰雷兹形成了以HEMP3050推力器为代表的工程化应用产品。我国微观物理机制的研究提升了推力器的认知水平,不同功率级推力器的研究均取得突破性进展,为推力器未来的快速发展奠定了基础。     

基于离子电推进系统的航天器有效载荷能力分析

为预估与提高航天器有效载荷能力,结合航天运输系统理论与离子推力器放电模型,对深空探测任务中以离子电推进系统为主要动力来源的航天器有效载荷能力进行了分析。通过理论推导,构建并揭示了有效载荷分数与深空探测任务参数和电推进系统性能参数的函数关系与潜在联系。结果表明:动力装置单位质量越小,航天器所能达到的最佳有效载荷分数越大;有效载荷分数的高低与离子引出份额、原初电子利用率参数的大小以及任务时间的长短呈正相关;当离子电推进系统可以达到更高的载荷比时,则需要更高的工质利用率作为支持。     

两种会切场离子推力器对比研究

环型会切场离子推力器和柱型会切场离子推力器是当前广泛应用和研究的两种会切场离子推力器。基于30cm环型会切场离子推力器LIPS-300H和30cm柱型会切场离子推力器LIPS-300Z,对比研究了两类会切场离子推力器各自优劣及其机理。首先分析了两种会切场原理,总结给出了两种会切场差异,然后实验对比研究了两种会切场离子推力器束流均匀性、放电效率和寿命。实验结果显示：LIPS-300H相比LIPS-300Z在3kW和5kW工况下束流密度峰值分别降低25%和19%,放电电压分别降低7.8V和6.2V,放电损耗分别增加20W/A和32W/A,屏栅预测寿命分别增加6.7倍和3.2倍。试验结果表明：虽然LIPS-300Z比LIPS-300H具有放电损耗低的优点,但其较差的束流均匀性,较高的阳极电压和双荷离子比,使其在寿命和可靠性方面劣于LIPS-300H。     

电推进技术的应用与发展趋势

扼要介绍了电推进技术的发展历史，概述了不同形式(电热、电磁和静电三大类)电推力器的特点及应用情况．指出了为满足不同空间任务电推进的发展趋势；并根据我国的研究状况、存在的问题和差距，提出了加快发展我国电推进技术的意见。     

Numerical modeling of spacecraft electric propulsion thrusters

There is a clear current trend towards the replacement of small chemical thrusters used for spacecraft control by electric propulsion thrusters. These thrusters use a variety of mechanisms to convert electrical power into thrust and, in general, provide superior specific impulse in comparison to chemical systems. Electric propulsion has been under development for the last 40 yr, and almost all thrusters are designed based on experience and experimentation. The present article considers the progress made in numerical simulation of electric propulsion thrusters. Due to the wide range of such devices, attention is restricted to electric propulsion thruster types that are presently in use by orbiting spacecraft. The physical regimes created in these thrusters indicate that a variety of numerical methods is required for accurate numerical simulation ranging from continuum formulations to kinetic approaches. Successes of numerical simulation models are demonstrated through specific examples. It is concluded that numerical simulations can be expected to play a more prominent role in the design and evolution of future electric propulsion thrusters.     

POWOW: power without wires: a SEP concept for space exploration

Electric propulsion has emerged as a cost-effective solution to a wide range of satellite applications. Deep Space 1 successfully demonstrated electric propulsion as the primary propulsion source for a satellite. The POWOW concept is a solar-electric propelled spacecraft capable of significant cargo and short trip times for traveling to Mars. It would enter aerosynchronous orbit and from there, beam power to surface installations via lasers. The concept has been developed with industrial partner expertise in high efficiency solar cells, advanced concentrator modules, innovative arrays, and high power electric propulsion systems. The latest version of the spacecraft, the technologies used, and trip times to Mars are presented. The POWOW spacecraft is a general purpose solar electric propulsion system that uses new technologies that are directly applicable to commercial and government spacecraft with power levels ranging from a LEO power level of 4 kW up to GEO spacecraft about 1 MW. The system is modular, expandable, and amenable to learning curve cost projection methods