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低功率氩电弧喷射推力器中的辐射 总被引:2,自引:2,他引:0
为了研究低功率氩电弧喷射推力器中的辐射损失,采用辐射模型和非辐射模型对其工作过程进行了对比数值模拟分析。采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)数值求解耦合电磁源项和辐射源项的N-S方程组,并采用隐式残差光滑法加速收敛;采用有限控制容积积分方法离散求解椭圆型偏微分电磁场方程,并采用逐点超松弛迭代方法加快收敛速度。数值模拟结果对比给出了辐射模型和非辐射模型流动分布情况,并比较了两种模型推力器推力、比冲和推进效率。研究结果表明,与非辐射模型相比,辐射模型比冲低0.137%,推进效率低1.03%,辐射对低功率电弧喷射推力器性能影响比较小。 相似文献
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Nitrous oxide(N2O) is a green propellant with excellent application prospects. A subNewton N2O monopropellant thruster with inner-heater and a N2O self-pressurization stable supply system with regenerative heat compensation are designed in this paper. The experimental research of the thruster is described, including measurements of preheating power, activation temperature, vacuum thrust, specific impulse, life-span and pulsed operation performance. By inserting t... 相似文献
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通过开展脉冲等离子体推力器(Pulsed Plasma Thruster, PPT)放电试验,结合理论计算与分析,研究了放电室构型参数对推力器性能的作用机理与影响规律。结果表明:推进剂烧蚀表面附近电极间距的增大使放电电流的峰值降低;增大电极高宽比使电感梯度提高,并使电磁冲量得到提升。考虑到放电电流集中在推进剂表面附近,电流峰值主要受到放电室上游电极间距的影响,因此,采用在放电室下游增大电极扩张角的方法使电极高宽比增大,通过这种空间上的分离,能够解决增大电流峰值与提高电感梯度之间的矛盾,实现推力器电磁冲量的综合提升。相比于常规PPT所使用的矩形推进剂构型,V形的推进剂构型可有效提升推力器的气动冲量。 相似文献
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《中国航空学报》2023,36(4):120-133
In order to meet the demand of CubeSats for low power and high-performance micro-propulsion system, a porous ionic liquid electrospray thruster prototype is developed in this study. 10 × 10 conical emitter arrays are fabricated on an area of 3.24 cm2 by computer numerical control machining technology. The propellant is 1-ethyl-3-methylimidazolium tetrafluoroborate. The overall dimension of the assembled prototype is 3 cm × 3 cm × 1 cm, with a total weight of about 15 g (with propellant). The performance of this prototype is tested under vacuum. The results show that it can work in the voltage range of ±2.0 kV to ±3.0 kV, and the maximum emission current and input power are about 355 μA and 1.12 W. Time of Flight (TOF) mass spectrometry results show that cationic monomers and dimers dominate the beam in positive mode, while a higher proportion of higher-order solvated ion clusters in negative mode. The maximum specific impulse is 2992 s in positive mode and 849 s in negative mode. The thrust is measured in two methods: one is calculated by TOF results and the other is directly measured by high-precision torsional thrust stand. The thrust (T) obtained by these two methods conforms to a certain scaling law with respect to the emission current (Iem) and the applied voltage (Vapp), following the scale of T ∼ IemVapp0.5, and the thrust range is from 2.1 μN to 42.6 μN. Many thruster performance parameters are significantly different in positive and negative modes. We speculate that due to the higher solvation energy of the anion, more solvated ion clusters are formed rather than pure ions under the same electric field. It may help to improve thruster performance if porous materials with smaller pore sizes are used as reservoirs. Although there are still many problems, most of the performance parameters of ILET-3 are good, which can theoretically meet the requirements of CubeSats for micro-propulsion system. 相似文献
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将气动磁镜聚变概念拓展到空间推进器应用,分析了不同等离子体密度和氢推进剂质量流率下聚变推进器的比冲和推力变化范围,理论计算表明其比冲可达10 000 s以上,推力最高可达几十牛。在此基础上,进一步采用气动磁镜聚变推进器对地火转移任务进行了数值仿真。假设推进器初始质量为100 t,仿真结果表明:当飞行时间在282.42~639.76 d变化时,剩余质量从88.59 t提升至98.24 t。相关分析表明基于气动磁镜的聚变空间推进器通过调节比冲和推力组合方式,可以很好地满足未来火星载人和货运任务对飞行时间和有效载荷份额的不同需求,是未来高性能空间推进器发展的一种候选方案。 相似文献
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Yajie HAN Guangqing XIA Bin SUN Chang LU Junjun ZHANG Vladimir A.SAETCHNIKOV 《中国航空学报》2023,36(7):388-399
In order to study the extraction and acceleration mechanism of the dual-stage grid, a three-dimensional model based on the Particle-In-Cell/Monte Carlo Collision(PIC/MCC) method is performed. Dual-stage grid ion thruster is a new type of electrostatic ion thruster, which can break through the limitations of traditional gridded ion thrusters, and greatly improve the specific impulse. The high performance also makes the grid sensitive to operating parameters. In this paper,the influence of grid pa... 相似文献
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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。 相似文献
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为了准确把握微波等离子推力器喷管流动的机理与特点,采用冻结流和非平衡流两种模型对其进行了对比数值模拟分析。非平衡流模型考虑了流动过程中的分解反应、电离反应和复合反应,化学动力学模型为4组分、4反应的有限速率化学反应模型,采用二阶精度NND格式数值求解耦合化学反应源项的N S方程组。数值模拟的结果揭示了喷管内的流场结构,反映了喷管内的离解电离状况,得到了推力器的推力和比冲。分析表明,数值方法有效,计算结果合理,具有工程应用价值,能为相关研究提供参考。 相似文献
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为了实现多模式离子推力器在宽功率范围内最优性能和可靠性,基于30cm多模式离子推力器通过实验开展了阴极和中和器羽状模式转变点流率、放电电压30V对应阴极流率和放电损耗曲线与束电流关系研究。30cm多模式离子推力器束电流从0.3A增加到3.3A时,阴极羽状模式转变点流率值从0.017mg/s增加到0.163mg/s,放电电压30V对应阴极流率从0.129mg/s增加到0.231mg/s,中和器羽状模式转变点流率从0.030mg/s增加到0.191mg/s。随放电室工质利用率的增加,在小束电流下放电损耗迅速增加;当束电流大于1.5A时,放电损耗对放电室工质利用率的变化较为迟钝。基于上述流率特性实验结果完成了30cm多模式离子推力器宽功率范围35个工作点下最佳流率设计。在设计的工作流率下,放电电压小于30V,阴极和中和器均工作在点状模式,实测推力为9.6mN~185.2mN、比冲为1332s~3568s、功率为258W~4761W。 相似文献
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高室压脉冲火箭发动机由于使用差动式可移动喷注器,能够得到比供给压强高得多的燃烧室压强.为了分析其工作特性,建立了单组元脉冲火箭发动机挤压喷注、燃烧、排气过程的集总参数模型,以硝酸羟铵(HAN)基作为单组元推进剂,采用四阶龙格-库塔法对模型进行求解.分别从喷注器喷孔面积、喷注器差动面积比、喷管喉部面积、喷注器行程等方面分析并总结了结构参数对单组元高室压脉冲发动机性能的影响规律及影响程度.结果表明:计算模型能反映发动机的实际工作过程,其中,喷注器行程对燃烧室平均压强和平均比冲的影响最大,平均推力则对喷管喉部面积的变化最为敏感,上述两个结构参数是发动机优化设计时的首要考虑因素;其他结构参数对发动机也存在不同程度的影响,可以作为次要因素来考虑. 相似文献
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磁场位形和通道尺度会改变霍尔推力器等离子体放电过程,影响推力器的宏观放电特性。为分析磁场和通道宽度对推力器放电性能的影响规律,本文针对霍尔推力器轴对称通道结构和放电物理过程建立2D3V物理模型,采用粒子模拟方法研究了霍尔推力器磁零点磁场位形不同通道宽度的电势、粒子数密度、电子温度、电离速率、比冲及推功比的变化规律,结果表明:在具有磁零点磁场位形下,随着通道宽度增加,通道出口处电势降增加,加速区缩短,离子径向速度减少,壁面腐蚀降低;当磁零点位置在内壁面,推力器通道宽度由14 mm增加到16 mm时,推力器比冲和推功比增大,推力器放电效率提高;当磁零点位置在通道中轴线或外壁面,且通道宽度大于14 mm时,推力器比冲增大,推功比减小,推力器效率下降。 相似文献