1 mN射频离子推力器参数与性能分析

射频离子推力器是空间电推进的一种,其推力性能是系统设计的核心问题。为获得推力特性随设计参数的变化规律,采用数值计算方法进行了研究,开展了1 mN射频离子推力器设计计算,对不同放电室尺寸、流量、射频功率、屏栅电压下的推力性能进行了分析并进行了工况优化。结果表明,模型能够正确地描述射频离子推力器性能变化规律,放电室内径25 mm的推力器即可以实现1 mN推力指标,在最优工况下,推力器推力1.176 mN,比冲2 503 s,效率53.13%,满足设计要求。根据该模型研制的推力器样机成功点火,验证了数值模型的有效性,可以利用该模型为射频离子推力器研制工作提供指导。     

离子液体电喷推力器工作机理研究进展

离子液体电喷推力器易于小型化,具有比冲高、推力精度高的特点,适用于微小卫星、太空引力波探测等领域,具有较大发展潜力。对电喷工作机理的认识与研究,不仅能够促进离子液体电喷推力器在工程中的应用,同时也为未来的进一步发展奠定基础。基于此,本文首先回顾了电喷推力器的发展历程及现状;其次以离子液体电喷推力器3个基础工作过程为出发点,对其锥射流形成及发射机理、束流模式及引出特性、羽流自中和机制进行了基础理论介绍与研究现状的总结;最后对离子液体电喷推力器未来的工作机理研究方向和工程应用发展方向提出展望。     

铟场致发射电推力器的研制

基于场致发射电推力器工作机理,分析并设计了针型铟场致发射电推力器的结构,利用微细电化学加工方法制作了发射针,并对该样机的伏安特性及稳定性等进行了相关测试.结果表明,该样机可正常发射,稳定性良好.对场致发射电推力器发射特性影响因素的分析发现,发射针针尖顶点半径对发射伏安特性有显著影响,而吸极内孔径及吸极到发射极距离对伏安...     

脉冲等离子体推力器等效电路模型分析

脉冲等离子体推力器(PPT)的放电电流与推力器性能有密切关系。为了分析影响脉冲等离子体推力器放电电流的因素,建立了推力器放电过程中的等效电路模型,分析了等效电路中电感及电阻的分量,并对简化的等效电路模型进行解耦,得到了放电电流的3种状态。通过实验以及方程解耦,得到了实际电路中的等效电感及等效电阻值,研究了等效电感及电阻中影响推力器性能的因素。结果表明,推力器的间距和放电能量改变了等离子体的电感及电阻值,从而改变了放电电流曲线,影响了推力器的电磁加速性能。设计PPT时,应尽量减小电极的寄生电感和电阻,采用内感和内阻较小的放电电容,获得较高的PPT效率。     

离子液体电喷推力器的关键技术及展望

首先介绍离子液体电喷推力器的工作原理和分类,通过与其他相同推力量级的电推力器对比进一步分析了其特点,然后总结了离子液体电喷推力器的国内外研究现状,在此基础上重点梳理了微尺度下带电粒子的产生与加速、微细制造与精密装配、推进剂贮存和供给、高升压比微功率电源处理单元以及比冲和推力测试等离子液体电喷推力器研制过程中涉及的关键技术,最后展望了小型化、模块化与推力密度提升的发展趋势并提出离子液体电喷推力器的发展构想。     

适用于微纳卫星的微型电推进技术研究进展

微型电推进技术具备体积小、质量轻、功耗低、比冲高等特点,是微纳卫星最合适的动力技术.结合微纳卫星对微型电推进系统的技术需求,综述了微型离子推力器、低功率霍尔推力器、场致发射电推力器、离子液体电喷雾推力器、真空电弧推力器、脉冲等离子体推力器等六种典型微型电推力器的工作机理、性能参数范围及研究和应用现状,分析了气体工质电离...     

20 cm氙离子推力器3 000 h寿命实验

为了验证20 cm氙离子推力器的寿命,进行了约3 000 h的寿命考核实验。在实验过程中,测试推力器性能参数、离子光学系统性能以及放电阴极和中和器阴极的能耗变化。通过对测试数据的分析来判断推力器的寿命终止时间。实验表明20 cm氙离子推力器连续累计工作3 000 h后,性能指标满足设计要求,其寿命已超过3 000 h。     

一种新颖的微空心阴极放电等离子体推力器

微小卫星的发展和成功应用迫切需要新型微推力器的研制。微放电技术是等离子体放电中重要的一类,近几十年来成为各国的研究热点。其中,微空心阴极放电(MHCD)是一种新颖的非平衡高气压辉光放电,其优点是可以在高气压下稳定放电,并且只需要非常低的电压(几百伏特)或者输入功率(百毫瓦数量级)。MHCD建立在2个几百微米厚度的金属平面电极上,材料可以是钼、铝等,由电介质(云母或氧化铝)隔开。"三明治"的布局结构上从一个电极到另一个电极钻有直径为几十微米到几百微米的孔,气体压强可以很高,甚至超过大气压。微空心阴极放电较小的尺寸结构与强烈并可控的气体加热相结合,可以开发应用在新型的电热式微等离子体推进上。由于微空心阴极放电等离子体推力器在微放电等离子体中加热了工质气体,随后通过微喷管喷出产生推力,因此与传统的冷气微推力器相比,可大大提高推力器的比冲和推力。     

氙离子推力器束流分布特性研究

建立了离子推力器束流分布的高斯模型,以200mm氙离子推力器为例,在不同工作环境下对推力器束流分布进行了数值模拟,并通过试验测量了推力器引出切面不同位置(轴向z=50mm,z=100mm)下的径向束电流密度和束离子密度分布。通过对数值模拟结果与试验测量结果的比较,误差为17%,认为数值模拟结果与试验测量结果吻合较好。表明离子推力器引出束流呈轴对称分布,在推力器出口附近,束离子密度很大,越往下游,密度越小且束流出现发散。     

磁等离子体动力推力器加速机理研究与仿真

磁等离子体动力推力器具有高比冲、大推力的特点,是一种非常有前途的空间电推进形式.为进一步提高推力器的性能,需要进行强磁场下的推力器加速机理研究.与传统小功率电推力器相比,磁等离子体动力推力器功率大,推进剂流量大,导致实验研究难度大,成本高,存在一定的危险性.利用等离子体电导率模型和磁流体方程组,对强磁环境下推力器进行建...     

A performance comparison of ultrasonically aided electric propulsion extractor configurations

As a novel propulsion technology, ultrasonically aided electric propulsion (UAEP) offers a high specific impulse and a high thrust density. In this paper, the effects of extractor grid configuration on performance of a UAEP thruster have been investigated by both experimental studies and numerical simulation. Relationships between spray current and operation parameters, including applied voltage, propellant flow rate, and vibration power and frequency, are explored for different extractor mesh sizes and shapes. Numerical simulation is also carried out for a better understanding of the formation of capillary standing waves as well as the electric field distribution in the acceleration zone. Experimental results show that compared with a circular shaped extractor, a reticular shaped extractor is able to produce a higher spray current. The current density increases with a denser mesh, which agrees well with the numerical simulation results. This phenomenon indicates that optimizing extractors with appropriate shapes and sizes can be an effective way to improve the performance of a UAEP system. A performance evaluation based on hydrodynamic and electrostatic calculations indicates that the present UAEP system can produce a thrust competitive to that of the colloid thruster with an emitter array.     

一种用于临近空间飞行器的吸气式电推进技术

针对低速临近空间飞行器提出了一种新型吸气式电推进方案,该方案采用单介质阻挡放电（SDBD）作为等离子体源,因此能在较大气压范围（数Pa~1atm）内电离大气产生等离子体并产生推力。为探究该吸气式电推进方案的推力性能,测量了实验样机在多个气压和电压条件下产生的推力。推力测量结果显示在10~90kPa气压范围内,实验样机产生的推力在10 2~10 3μN量级;气压一定时,产生的推力与驱动电压呈幂次相关;而电压一定时,随着气压自1atm逐渐降低,产生的推力先增大后减小,且达到最大推力的气压与所加驱动电压相关。     

燃烧室新材料在卫星双组元低推力发动机上的应用

对有代表性、有发展前途的几种新材料进行比较 ,并根据应用新材料的低推力发动机燃烧室的结构特点 ,分析了不同冷却方式对双组元低推力发动机性能损失的影响 ,为双组元低推力发动机燃烧室的材料选择、加工工艺、设计优化提供参考。     

Orbital and angular motion construction for low thrust interplanetary flight

Low thrust interplanetary flight is considered. Firstly, the fuel-optimal control is found. Then the angular motion is synthesized. This motion provides the thruster tracking of the required by optimal control direction. And, finally, reaction wheel control law for tracking this angular motion is proposed and implemented. The numerical example is given and total operation time for thrusters is found. Disturbances from solar pressure, thrust eccentricity, inaccuracy of reaction wheels installation and errors of inertia tensor are taken into account.     

基于MME/KF的电推进器推力在轨标定算法

为了确保小推力量级电推进器在轨工作的有效性,提出了一种基于MME/KF（Minimum Model Error/Kalman Filter）的电推进器推力在轨标定算法。该算法对推力标定过程为:首先使用飞轮产生一个已知的周期性力矩作用于卫星上,同时姿态控制器发送指令给电推进器来保持卫星的稳定;然后将陀螺仪数据代入MME算法中估计出卫星的角加速度,并利用KF算法实现电推进器在轨标定;最后进行数学仿真。结果表明该算法在常规推力下可以提高在轨标定精度,并且可以实现小推力条件下的在轨标定。     

固体微推力器阵列的推力估计与分配补偿方法

针对固体微推力器阵列(SPMA)中微推力器一次性点火,推力测试中难以获得精确推力的特点,为实现推力在线估计和实时补偿,提出一种利用二次规划对微推力器阵列推力进行估计,同时结合混合整数规划算法进行推力分配的方法,对估计算法收敛性以及控制系统稳定性进行了分析。该方法在不修改控制律的前提下,对推力器推力进行在线估计,并采用推力分配的方法实时补偿推力器出现的推力偏差,对系统稳定性的分析证明该方法可以保证系统的有界稳定。将其应用到微纳卫星编队保持中,仿真结果表明,在微推力器阵列出现推力偏差的情况下,该方法能很好地补偿推力偏差对控制系统造成的影响。     

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。     

连续激光加热推力器性能的简化解析计算模型

针对具有开放式吸收室的连续激光加热推力器,通过合理简化和分析,建立了一维流推力     

氨电弧喷射推力器实验和数值研究

为了证实氨电弧喷射推力器良好的工作性能，对其进行了系统的实验和数值研究。在实验研究中建立了高真空实验系统、先进的小推力测量系统和恒定电流控制系统，在数值研究中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的扩展N-S方程组。通过实验获得了不同结构尺寸的推力器不同工作条件下的工作性能，通过数值模拟给出了推力器的流场结构，预计了其推力、比冲和推进效率。研究结果表明，氨电弧喷射推力器工作性能良好，能够担负一定的空间应用任务。     

双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验

根据国内外同类发动机研制经验,双组元10 N发动机在入口压力为0.8~2.2 MPa范围内,入口压力偏差会使发动机真空比冲、燃气温度等性能产生较大变化。为了获得双组元离心式喷注器10 N发动机在落压推进系统要求的入口压力范围内性能,通过采用小流量喷雾试验台和42 km高模试验台,对偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。试验结果表明:该发动机额定入口压力1.58 MPa时真空比冲为2881 N·s/kg;当入口压力在0.6~2.5 MPa变化时,对应真空推力从4.7 N增加到14 N,落压比为3;入口压力0.6 MPa时真空比冲为2600 N·s/kg,入口压力2.5 MPa时真空比冲为2956 N·s/kg;入口压力在0.6~2.5 MPa试验范围内,发动机燃烧室壁温均低于材料许用温度,表明发动机热设计优良,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能需求。