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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。 相似文献
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针对超大功率霍尔推力器放电参数特性评估,开展放电电压和流量等参数变化对性能影响的仿真及试验研究,以确定推力器设计最优匹配的放电电压及放电电流工况。建立了Particle-in-Cell(PIC)数值仿真模型,并搭建了HET-450大功率霍尔推力器试验平台;针对变放电电压、变流量下推力器放电特性,仿真计算给出了放电通道内原子密度、电势以及电子温度等分布,探究了推力器电离和加速运行机理,进一步,结合试验,开展了放电电流、推力等比对分析。结果表明:放电电压从300V增加至500V过程中,电离效率逐渐提升,因而放电电流、推力以及阳极效率均递增,而继续增加放电电压则会导致过热场的产生,离子与壁面作用增强导致电离出的离子再次复合,工质利用率下降的同时壁面损失增加,宏观表现为阳极效率的下降。此外,仿真与试验所获得放电电流、推力等结果符合良好,说明建模合适;在500V,80mg/s条件下,推力达2.1N、阳极效率60%,达到设计要求,表明设计合理有效。 相似文献
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为了满足未来深空探测任务的需求,在20cm氙离子推力器的技术基础上,对其性能进行扩展提升研究,将推力提高50%,使推力由原来的40m N提高到60m N。通过对离子推力器工作参数的分析与研究,确定了离子推力器60m N推力模式的工作参数,并进行了优化实验。结果表明:性能扩展的20cm氙离子推力器推力提高到60m N,比冲提高到3500s,效率也提高到65%,并能够在40m N和60m N二种推力模式下工作。通过对2台推力器的组合,能够实现40,60,80,100,120m N五种推力工作模式。 相似文献
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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%。 相似文献
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为促进对纯离子模式下电喷雾推力器的深入理解,分析了电喷雾推力器单发射点受力、供液及离子蒸发行为,建立了发射电流理论模型,明确了电压、供液装置流阻等参数对发射电流的影响规律。所得结果与现有实验数据吻合良好。基于所得模型,进而对单发射点顶端用于发射离子的凸起结构进行了瑞利稳定性分析,得到了单发射点稳定发射的电流上限,并分析了流阻对电流上限的影响。结果表明:发射电流为外加电压的二次函数,与供液装置的流阻成反比关系;纯离子模式存在一个稳定发射电流上限,超过此上限,凸起结构便会破碎;流阻越大,发射电流上限越大。 相似文献
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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。 相似文献
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微推力测量技术是微推进器设计的关键技术之一,是微小卫星进行轨道保持、姿态控制的基础技术。多脉冲平均微推力的测量对于脉冲微推进器的特性研究有着重要的作用。对常用的微推力测量方法进行了总结,提出了一种多脉冲微推力测量的方法。基于二阶系统模型,利用傅里叶展开的方法,分析了在多脉冲推力作用下测量系统的动态响应。理论分析和仿真结果表明:在推力脉冲的频率远高于测量系统的固有频率时,系统的稳态转角同微推进器的平均推力成正比;可通过测量系统的稳态转角来获得平均推力大小;通过测量得到的平均推力,还可以获得总冲的大小。该测量方法可以有效避免推力信号的波动对于平均推力测量的影响。 相似文献
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为揭示液体烧蚀激光推进推力形成机理,提出了一种有效的实验方法,即建立推力加载过程与流场演化过程的时间关联性,寻找物理现象与推力特征之间的关系。为实现这种方法,建立了一套基于高速相机和高频响压电式力传感器的实验系统,并实现对激光器、闪光仪、高速相机和推力信号采集系统的工作时序的精确控制。实验结果表明,与国外相关文献提供的实验系统相比,依据本方法所建系统可以提高实验研究效率和精度,为分析液体烧蚀所形成推力的机理提供了一种可靠的实验方法。 相似文献
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As a novel micro-propulsion system for small satellites(from micro to nano),the ionic liquid electro spray propulsion system is a promising candidate.However,performance measurement and evaluation of the Ionic Liquid Electrospray Thruster(ILET) is one of the most challenging issues for practical application,due to the difficulties in the development of a prototype and direct measurements of micro-thrust and small flow rate.To address this issue,a Modular Ionic Liquid Electrospray Thruster(MILET)... 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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《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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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
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纳米颗粒场致发射推力器(NFET)是一种用于微小卫星的固体工质静电推力器,为促进NFET的工程研制,提出一种新的自中和技术——反向充电中和策略。为研究这种自中和技术的设计方法,建立相应的数值模型以模拟该中和技术下羽流输运过程,并且,在真空舱中开展NFET的羽流测量试验来验证中和模型的正确性。以比色温度计和"打靶法"装置来分别测量羽流温度分布和推力,通过试验与仿真结果的对比,羽流温度变化的试验结果与仿真结果在定性规律上一致,推力的计算误差在9%~10%。在验证模型正确性的基础上,利用该数值模型对关键设计参数进行数值分析。结果表明:引出极与发射极的内径比变化会导致外加电场对剩余电荷颗粒作负功,引起推力下降,该物理参数在0.94附近时,推力达到极大值;而随着颗粒直径的增加,羽流中和区域整体向下游推移,推力升高。本文结论可为NFET的反向充电中和策略提供设计参考。 相似文献
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