氪气工质霍尔推力器束聚焦特性研究

以研究氪气替代氙气作为霍尔推力器工质时,等离子体束发散程度大等束聚焦特性问题为目的,通过以霍尔推力器磁场参数、放电电压和阳极工质流量分别作为单一变量进行实验研究,考察其对推力器等离子体束聚焦影响情况。使用HET-P70霍尔推力器进行相关实验,通过改变磁场参数来研究磁场位形对氪气工质推力器性能的影响,最终发现合适磁场位形形成的磁聚焦状态,即实验一中的工况3,可以使羽流发散角达到11.5°,此时推力器放电电压在400V,阳极工质流量3mg/s。另外,通过实验二和实验三,考察阳极工质流量和放电电压对氪等离子体束聚焦的影响机理,发现两个放电参数的变化主要改变了中性气体主电离区位置,进而影响等离子体束聚焦状态。电离位置在设定工况下外移9%,会使得羽流发散半角增大约12°。所以,磁场位形和中性气体的电离位置是影响氪等离子体束聚焦的重要因素,在对氪气霍尔推力器进行设计优化时应予重点考虑。     

各推力级霍尔推力器研究现状与展望

介绍了霍尔推力器原理的基础上,推导分析了霍尔推力器推力的影响因素,总结了改变其推力的主要方法。概述了微牛级、毫牛级和牛级等不同推力级适用的航天任务类型,按照3个级别对国内外霍尔推力器型号进行了分类,分别对3个推力级各系列型号的发展及趋势进行了梳理与分析。对各推力级霍尔推力器发展的关键技术进行了展望。针对其中的技术瓶颈与发展趋势进行了总结分析。全面、系统地针对各推力级霍尔推力器进行了综述。结果表明:毫牛级发展最为成熟的推力级,而随着航天任务类型逐渐丰富,微牛级和牛级霍尔推力器发展潜力愈发突出;研究结果提出了霍尔推进器应提升整体性能、扩展推力覆盖范围,强化多模式工作能力,发展空心阴极以及探究不同推进剂等建议。该研究结果对于霍尔电推进的进一步发展具有参考价值。      

氙离子推力器阳极工质分配方式优化

使用两种数值方法研究微尺度下惰性气体的流动现象,验证表明壁面速度滑移条件的N-S（Navier-Stokes）方法能够较好地模拟离子推力器气体分配环内工质流动特性.为了降低氙工质注入放电室过程中气流速度,并改善其周向均匀性,针对现有气体分配环构型提出符合4级环切场离子推力器放电特性的改进方案:增加2级供气通道,进行双侧45°角开孔并增加气孔数目.数值计算表明:结构优化后氙气进入放电室周向均匀性提高37%,气流速度降低32%;推力器装配优化方案气体分配环进行实验,大束流工况下束离子电离能耗自183W/A下降至167W/A,离子推力器放电室性能得到了提高.      

离子液体电喷微推力器系统设计及性能初步研究

为了研究发射电压和流量对离子液体电喷微推力器性能的影响,设计了一种主动供给型离子液体电喷微推力器,建立了推进剂供给系统、真空系统和飞行时间测试系统,首先对推进剂供给系统进行了流量标定,使用飞行时间法在不同流量和不同发射电压条件下对推力器进行测试,根据飞行时间曲线得出推力器的基本性能。试验证明推力器能够在真空环境中实现正负模式交替发射,得到了推进剂供应系统的流量变化范围和推力器性能随发射电压和流量的变化规律。结果表明该系统推进剂流量供应为100nL/s～500nL/s。发射电流均随发射电压和流量增加而增加,发射电流受发射电压的影响更加显著。推力器推力受发射电压影响较大而比冲受流量影响较大。在实验条件下推力器的推力为112μN～183μN,比冲为250s～315s,效率为77%～90%,表明推力器处于胶体发射模式。     

700W功率HET-80霍尔推力器束流特性研究

霍尔推力器的束流特性能够体现推力器的工作状态,为了了解额定功率1350W的Hall Effect Thruster-80(HET-80)霍尔推力器在700W功率下的工作状态,研究设计了一套等离子体诊断系统,包括了法拉第探针、平面型Langmuir单探针、阻滞能量分析仪(RPA)和发射光谱,对HET-80霍尔推力器在700W功率下的束流特性进行了诊断实验。实验结果显示:700W功率工况下HET-80霍尔推力器束流发散半角为45°,整体呈现出纺锤形分布,束流中心区域的离子电流密度分布呈现出圆环型霍尔推力器典型的双峰结构;由于等离子体的复合碰撞导致离子量变少,实验中法拉第探针测量得到的积分电流随着轴向距离增加而减小;在束流区边缘发生了较多的CEX碰撞,使该区域电子温度骤升;中心区离子能量接近247e V,相较于推力器放电电压310V,评估霍尔推力器加速效率达79.6%,加速效率较好,整体束流结果表明HET-80霍尔推力器在700W功率工况下表现正常。实验中发现法拉第探针结合RPA测量出来的离子数密度较Langmuir探针测量出的离子数密度更为准确;由于霍尔推力器只有一个空心阴极,发射光谱得到的出口附近电子温度和离子原子相对浓度分布均为空间非均匀状态。     

低功率电弧加热推力器喷管温度与性能

电弧加热推力器利用直流电弧放电加热推进剂,并将加热后的推进剂通过拉瓦尔喷管高速喷出产生推力。电弧加热推力器的性能与其喷管内部复杂的传热与流动以及能量转换过程密切相关。分别以纯氩、氮、氢气以及氢/氮混合气为电弧加热推力器的推进剂,在推进剂供给流量4～270mg/s,弧电流4～12A,环境压力低于20Pa的条件下,实时检测了自然辐射冷却及推进剂再生冷却喷管的电弧加热推力器在运行过程中的喷管外表面温度、弧电压、产生的推力等参数及其变化,综合分析了喷管温度变化对推力器性能的影响。     

星载永磁霍尔推力器磁场分析与实验研究

磁场是评价星载霍尔推力器性能水平及工作特性的重要因素,也是开展推力器优化设计的重要自由度。针对航天器姿态调整等空间轨道任务对霍尔推力器应用需求,分析了影响永磁霍尔推力器磁感应强度的关键因素。在此基础上,利用磁路等效法,采用有限元离散形式,建立了基于永磁材料的霍尔推力器磁场模型,利用国外同类产品工程数据验证了磁场模型分析方法的可行性和计算结果的正确性,最终获得了设计所需的推力器磁路构型、永磁体结构尺寸及相应的永磁霍尔推力器样机。将永磁霍尔推力器磁场分析结果与实测结果进行对比,并对整机性能进行了实验验证,结果表明:推力器性能实验结果与设计要求相符性较好,额定供气、供电状态下,推力器阳极电流符合设计要求,整机推力达到3.52mN,比冲达到685s,较好地实现了永磁霍尔推力器设计目标。     

基于半经验模型的霍尔推力器壁面腐蚀形貌预测方法研究

为了研究霍尔推力器通道壁面溅射腐蚀对于推力器寿命的影响,针对霍尔推力器通道壁面溅射腐蚀演化过程,建立了预测推力器腐蚀形貌的半经验模型。该模型根据试验测量形貌数据,反推离子源模型,结合腐蚀速率公式,对霍尔推力器的壁面形貌进行演化预测。分别以SPT-100,T-220及KM-45短时间的壁面形貌作为输入条件,对不同功率量级推力器的壁面腐蚀过程、预测误差和腐蚀速率进行了研究。数值模拟结果表明,对于10kW级T-220,1kW级SPT-100以及百瓦级KM-45推力器,壁面形貌的平均误差分别为2.65%,2.88%和3.64%。推力器壁面形貌的预测结果与实际测量值基本一致,该模型可用于霍尔推力器壁面形貌预测以及寿命预估。     

霍尔电推进离子能量后加载设计及工作特性

典型的全电推进通信卫星通常设计使用寿命约为15年,对霍尔电推力器的使用寿命要求达到了104h量级,因此,长寿命设计技术是影响其能否工程应用的关键技术.简要调研了国内外霍尔推力器延寿技术的发展,分析得到壁面及磁极腐蚀程度是影响推力器寿命的核心物理过程.通过分析推力器放电过程离子加速场的建立过程,提出一种具有离子能量后加载...     

霍尔推力器不同壁面侵蚀对低频振荡特性影响研究

基于霍尔推力器一维准中性流体模型,对放电壁面侵蚀对低频振荡特性的影响进行了数值模拟研究。通过改变霍尔推力器放电通道的横截面积,研究了霍尔推力器寿命期内通道受离子溅射后,放电电流振荡特性变化。研究结果显示,横截面积从25cm2增大到37cm2时,放电电流振荡幅值增加,振荡频率基本不变;继续增加横截面积,放电电流振荡幅值减小,振荡频率增加。理论分析表明:通道侵蚀面积增大,导致离子碰撞频率变化,进而引起振荡特性变化。     

Particle simulation of grid system for krypton ion thrusters

The transport processes of plasmas in grid systems of krypton (Kr) ion thrusters at different acceleration voltages were simulated with a 3D-PIC model, and the result was compared with xenon (Xe) ion thrusters. The variation of the screen grid transparency, the accelerator grid current ratio and the divergence loss were explored. It is found that the screen grid transparency increases with the acceleration voltage and decreases with the beam current, while the accelerator grid current ratio and divergence loss decrease first and then increase with the beam current. This result is the same with Xe ion thrusters. Simulation results also show that Kr ion thrusters have more advantages than Xe ion thrusters, such as higher screen grid transparency, smaller accelerator grid current ratio, larger cut-off current threshold, and better divergence loss characteristic. These advantages mean that Kr ion thrusters have the ability of operating in a wide range of current. Through comprehensive analyses, it can be concluded that using Kr as propellant is very suitable for a multi-mode ion thruster design.     

低功率变截面通道霍尔推力器电离特性

在不改变霍尔推力器特征尺寸的条件下为了提高其低功率时的性能,采用缩小通道局部通流面积的方法,利用增加电离区原子密度来提高工质利用率。实验结果表明,该方法能有效拓展低功率放电范围,控制工质电离过程,增加工质利用率,并提高霍尔推力器在低功率下的推力、比冲和效率性能。羽流发散角优化是后续变截面研究中需要重点关注的问题。     

Coupling plasma plume of a low-power magnetically shielded Hall thruster with a hollow cathode

The coupling region of a Hall thruster with a hollow cathode is the region between the cathode and the thruster plume. The characteristics of plasma in that region are complicated and strongly associated with the thruster working conditions and the cathode position. In this paper, a laboratory 100 W class magnetically shielded Hall thruster was coupled with a hollow cathode. Optical imaging and electrostatic probe were employed to monitor and scan the plasma plume. Plume characteristics in the coupling region in non-self-sustained mode and self-sustained mode were compared. Evolution of the coupling plume with the cathode position was studied. Experiments show that, when turning the thruster into self-sustained mode or moving the cathode further away axially, the discharge current can be reduced by 6.4–10.6% restraining the electron current and improving ionization. In particular, when the cathode is moved further, the electron conduction near the channel walls is suppressed. The electron current is reduced by 27.4% and the ion beam current is increased by 7%. Overall, this work shows that the working mode of the thruster and the position of the cathode greatly affect the coupling plasma plume. Both play an important role in improving the utilizations of propellant and current.     

激光支持的脉冲等离子体推力器工作过程实验研究

为了加深对激光支持的脉冲等离子体推力器工作过程的认识，本文对有无陶瓷隔离板和不同初始电压下的激光支持的脉冲等离子体推力器进行了实验研究。利用放电伏安特性对比了放电特性参数和性能参数，然后利用结合窄带滤光镜的高速摄影技术揭示了性能差异背后的物理过程变化。结果表明，陶瓷隔离板可以有效避免放电电弧对工质的烧蚀，这可以抑制滞后烧蚀的产生，从而提高推力器的推进性能。对激光烧蚀产生的工质的电离和加速是在多次振荡放电过程中进行，而不像理想电流片模型那样只电离和加速一次。放电通道内工质的电离和加速效果最为显著的时间为放电的第2个半周期。随着初始电压的增加，单位放电能量产生的推进性能先增加后趋于平稳，然后继续增加。单位放电能量产生的推进性能在初始电压高于2050V后得到较大的提高，通过放电等离子体图像推测，这意味着附着等离子体电弧的存在对推力器性能的提高有重要影响。     

胶质微推进液滴加速过程的数值模拟

采用拉格朗日粒子跟踪法计算液滴的运动轨迹,对胶质推进器中带电液滴在加速区的运动过程进行了数值模拟,获得液滴速度和密度的空间分布。使用两种溶剂(TBP3,甲酰胺)作为推进剂,分析了电压、流量变化对喷雾扩散角、液滴轴向速度及对推进器性能的影响。模拟结果表明,随着电压的增加,液滴轴向速度增大,喷雾扩散角减小;随着流量的增大,液滴轴向速度和喷雾扩散角均减小;使用甲酰胺推进剂比使用TP3推进剂得到更高的推力和比冲;模拟得到的推进器性能能良好符合实验结果。     

磁零点及通道宽度对霍尔推力器性能影响的数值研究

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。     

小功率电弧等离子体发动机试验及性能分析

电弧等离子体发动机（Arcjet）因其高比冲、高推力／功率比等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点。介绍了小功率Arcjet实验研究系统的主要组成，分析了实验方案，对4种不同结构尺寸的发动机进行了性能实验，给出初步的工作性能参数及实验结果分析，实验结果表明小喷管喉和戏及氮作为推进剂的发动机性能较好。所得结论对小功率Arcjet发动机的优化设计具有参考价值。     

低功率电弧喷射推力器实验研究

为深入了解低功率电弧喷射推力器的启动特性和工作性能，对不同推进剂和不同结构尺寸的推力器进行了广泛的多启动实验研究。研究中建成了推进剂供给系统和真空模拟系统，研制了电源处理单元和小推力测量装置，开发了实验数据采集系统，完成了实验推力器结构设计和材料选择，并分别采用氩、氮、氨为推进剂成功地进行了点火实验。研究表明，推进剂性质对推力器启动特性和工作特性具有重大影响，推力器优化设计应该针对具体的推进剂进行并考虑适当宽广的流量范围。