离子火箭发动机羽流特性分析

分析了离子火箭发动机羽流组成和各种粒子的产生机理,建立了束离子、中性推进剂原子、交换电荷离子的物理模型,并以20cm氙离子火箭发动机为例计算了羽流中各种粒子的空间分布。通过对羽流组分分布特性的分析,提出了羽流污染防护的有效措施和方法。     

氙离子火箭发动机的羽流及其污染分析

在国外,针对特定的航天器,开展了离子火箭发动机羽流对航天器影响的的专项研究,国内还未开展氙离子火箭发动机的羽流分析及其对卫星太阳帆板的污染专题研究,受实验条件所限,缺乏必要的实验数据,并且也未能建立完整的理论分析手段.为此,本文主要借助于国外离子火箭发动机羽流的地面模拟分析和在轨实验结果,对氙离子火箭发动机羽流的污染进行简单的定性分析,并根据国外的研究经验,提出今后在氙离子火箭发动机羽流研究中需要进一步开展的研究工作.     

霍尔推力器羽流离子能量实验研究

霍尔推力器羽流中的离子能量分布情况对于评估推力器羽流影响,优化推力器在航天器上的布局具有重要意义。本文使用阻滞势分析器对霍尔推力器羽流的离子能量分布进行了实验研究,获得了推力器在不同工况下羽流场中关注位置的离子能量分布状况。实验结果表明:霍尔推力器羽流离子主要由电荷交换碰撞产生的低能量离子和高能量源离子组成;高能量源离子的分布在推力器轴线达到最大值,低能量离子的分布随着与推力器轴线夹角的减小呈先增后减态势;随着霍尔推力器放电电压的提高,羽流源离子能量分布会相应向高能量方向偏移。     

20cm口径离子推力器性能建模与仿真

为了分析国内首台通过在轨飞行测试的20cm离子推力器栅极系统束流离子运行特性和推力器性能,针对该推力器栅极系统建立了束流引出二维数值仿真计算模型,利用PIC/MCC数值仿真计算方法,模拟束流引出过程中带电粒子在电场作用下的加速、聚焦与引出、带电粒子与中性原子之间的相互作用、电场和等离子体流场之间的相互耦合等过程。数值计算结果显示,屏栅截获的离子电流约为1.71×10 -4 A,加速栅截获的电流和CEX离子电流分别为0 A和9.11×10 -7 A,因此,加速栅电流的主要来源是冲击到其表面的CEX离子,证明了加速栅电流的主要来源是冲击到其表面的CEX离子,计算的加速栅截获电流与束流电流之比约为0.114%。试验测得推力器运行4000h期间,电子反流极限电压始终为75~90〖KG*9〗V,其变化幅度很小,这意味着中和器发射的电子在栅极系统中的反流不会导致其发生失效。理论计算结果与试验测试值相比,误差约为1.08%。〖JP〗     

脉冲等离子体推力器羽流回流影响分析

将三维MHD双温入口模型的计算结果作为入口条件,运用DSMC(Direct Simulation Monte-Carlo)/PIC(Particle in Cell)流体混合算法,模拟实验室PPT样机羽流。验证计算显示,该模型具有模拟脉冲等离子体推力器羽流的能力。对不同初始电压和电容下的羽流场进行了模拟,给出了出口平面返流质量流率的变化情况和20μs羽流中离子和CEX离子的分布情况。计算结果显示,高能量状态对应高质量流率,高质量流率对应高动量,高动量离子和中性粒子对航天器撞击会造成更强影响。     

离子推力器羽流沉积对卫星热控影响研究

离子推力器的羽流是等离子体,等离子体的组成是带电粒子,这与传统的化学推进系统的羽流成分有很大不同,带电粒子有在卫星表面吸附的倾向,会形成羽流沉积污染。这种羽流沉积会改变卫星表面的吸收率和发射率,从而影响卫星的热控性能。为了预测离子推力器的羽流对卫星的热控性能的影响,建立了离子推力器羽流模型。所建模型采用了工程化离子推力器的在卫星上的布局位置和离子推力器的工作参数,模拟了离子推力器的正离子与中和电子束在工程化中分置的实际情况,使模型更为符合实际。通过数值模拟得到了离子、电子、中性粒子的空间分布,电场分布,得到了钼粒子在卫星表面的分布及沉积厚度,比较了模型计算的离子分布与实验获得的离子分布情况,说明了模型分析的正确性,给出了卫星表面热性能的变化及局部区域温升的最大包络可达二十多度的结果。     

基于E×B探针系统的霍尔推力器束流特性分析

为探究霍尔推力器羽流中各价态离子能量分布，并以此为依据评估推力器性能，根据Wien条件，设计了一种用于测量稀薄等离子体羽流场不同电荷状态离子分布的E×B探针系统。基于对探针最大输入角离子的运动分析，推导了仅与探针结构参数相关的能量分辨率关系式，并以此为依据设计了探针，使用该E×B探针系统对200 W量级霍尔推力器进行羽流离子成分诊断。分析结果表明:距离推力器出口500 mm处，在中轴线角度0~20°内，单电荷氙离子Xe⁺比例分数为90.42%~94.25%，对应的Xe²⁺比例分数为9.58%~5.75%;随着角度的增加，Xe⁺比例分数减少，Xe²⁺比例分数增加，平均电荷增加;推力器的电荷利用效率、电压利用效率分别为99.38%、86.95%。该探针系统的测量结果可为分析推力损失和优化推力器性能提供参考，并可为羽流仿真提供验证。     

空间热物理技术发展的探讨

文章以航天器和火箭发动机中的工程热物理问题为背景,探讨了航天器热控技术的现状和发展趋势,介绍了火箭发动机热设计、推进剂燃烧等问题的发展方向.     

固体火箭发动机羽烟特征信号的分类及测试评估概述

介绍了国外低特征信号固体推进剂分类标准和固体火箭发动机羽烟特征信号分类及测试技术等方面的工作,主要内容涉及发动机羽烟特征信号的定义、产生根源、对使用的影响、理论预估及特征信号测试评估的各种实验方法和设施,并预示了羽烟特征信号测试与评估的发展方向。     

TRW公司研制出双模火箭发动机

ＴＲＷ公司研制出双模火箭发动机美国ＴＲＷ公司最近完成了世界上第一种星用双模式火箭发动机的全面飞行鉴定试验。这种称作辅助燃烧器加力推力器（ＳＣＡＴ）的发动机既可以只使用肼（单元推进剂模式），也可以同时使用肼和四氧化二氮（双元推进剂模式）。这样，卫星在进...     

离子与霍尔电推进性能和质量的工程数据模型

为了提供航天工程任务设计时优选离子或霍尔电推进的通用对比分析方法,基于工程数据建立了包括推力器、电源处理单元、推力器选择单元、控制单元、推进剂气瓶、调压单元、流率单元、推力器支架、电缆、管路等产品的电推进的性能和质量经验模型。在此基础上通过推导建立了电推进系统干质量通用模型,模型变量参数包括推力器功率、推力器数量和推进...     

电推进羽流与航天器相互作用的研究现状与建议

电推进与传统的化学推进相比可以节约大量推进剂质量,被广泛用作地球同步轨道卫星南北位置保持和深空探测等任务的主推进系统。电推进器工作时产生的羽流与传统的化学推进器羽流有显著区别,电推进羽流对航天器的影响是进行卫星电推进器系统设计时需要重点关注的问题。文章讨论了电推进羽流对航天器的主要影响,介绍了国外在地面模拟试验、空间飞行验证和软件仿真技术等方面的研究现状,同时对国内开展羽流与航天器相互作用研究提出了建议。     

霍尔推力器等离子体羽流粒子模拟

建立了霍尔推力器羽流仿真模型,用单元粒子-直接模拟蒙特卡罗（PIC-DSMC）混合方法对SPT-7推力器的流场进行数值模拟,分析背压、扩张角和电子温度对流场的影响。结果表明：背压粒子增加了回流区内离子和高速粒子,加重羽流污染。SPT-70推力器羽流出口处扩张角约为30°。实验数据验证了仿真模型的正确和方法的可行,对电推力器及其羽流污染等的研究有一定的参考价值。     

A generalization of the rocket formula and its application to advanced space propulsion systems

A generalized rocket formula is derived from a first principles approach. The resulting expression of the thrust is applied to advanced space propulsion systems and a possible link between the asymptotic propellant velocity and the velocity at thruster exit is given. An estimation of the thrust modification due to spacecraft–plume interactions is also considered.     

电推进系统空间试验技术研究

电推进系统的相容性、空间推力/比冲等是空间应用关注的重要性能指标。根据电推进系统未来空间试验技术发展趋势,调研了国内外离子、霍尔电推进系统的推力、电磁兼容性、对卫星的污染等空间试验情况,结合我国电推进系统首次开展空间试验现状、电推进系统的布局,以及星上配备的卫星污染与电位监测器,对空间环境条件下卫星的污染、电推进自身及卫星设备的电磁兼容性、空间推力标定方法、推进剂剩余量分析方法等进行了研究。通过电推进系统在轨连续试验、电推进羽流影响等分析,得到电推进对卫星周围污染情况、电推进与卫星平台的电磁兼容性等在轨性能参数,可为全面评价电推进系统技术、科学制定电推进空间试验计划及电推进空间应用提供依据。     

20 cm离子推力器羽流对微波通信影响的试验研究

离子推力器工作时产生的等离子体羽流会对穿过其间的电磁波产生影响。为了解通信微波在羽流中的传输特性,在带有透波真空舱的专用设备上进行了羽流对微波通信影响的试验。采用的方法是将一对发射和接收双脊喇叭天线口紧贴透波舱两侧并正对放置来测试穿过羽流的通信微波的变化情况。试验结果表明:在1～5 GHz微波通信频段范围内,离子推力器所产生的羽流对电磁波的波幅和相位影响较小,幅度衰减不超过4 dB,相位偏差不超过80°。