脉冲等离子体推力器羽流预测计算研究

为了能够将脉冲等离子体推力器成功地运用于空间,需对其羽流进行研究。将一维 MHD双温放电模型的计算结果作为入口条件,运用DSMC（Direct Simulation Monte\|Carlo ）／PIC（Particle in Cell）流体混合算法一体化模拟实验室PPT羽流。验证计算显示该模 型具有一体化模拟脉冲等离子体推力器羽流的能力。对不同初始放电能量下的羽流场进行模 拟,给出了离子、中性粒子、电子温度、轴线上质量流率和出口平面返流质量流率的变化情 况。计算结果显示高放电能量下返流量更大,同时中性粒子在返流中所占比例也越大。
     

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。     

航天器发动机羽流对太阳电池板力及热效应仿真

文章将差分求解N-S方程与DSMC方法相结合,研究了航天器单台发动机连续工作时的真空羽流对航天器太阳电池板的力效应和热效应。通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场;再以内流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,应用DSMC方法,在并行计算机平台上进行三维羽流场和力及热效应计算,得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对太阳电池板的力效应和热效应。文章以太阳电池板处于斜45°状态为例,对仿真结果进行了分析。     

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。     

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。     

利用10N推力器羽流试验数据建立羽流场数学模型

利用MBB10N推力器羽流试验数据建立推力器羽流场的数学模型并确定其模型参数,以便利用此数学模型分析此类推力器对卫星的羽流干扰力、干扰力矩以及对太阳翼、敏感器的热效应等羽流污染。本文建立的羽流场数学模型不同于Simons羽流场数学模型及羽流特征线方法,但本质上仍满足羽流远流场为自由分子流的假设条件;本文建立的羽流场数学模型的非线性表达式更便于利用试验数据实现系统辨识,而且可达到相当满意的辨识准度。     

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°。     

脉冲等离子体推力器羽流的一体化粒子模拟

将DSMC(Direct Simulation Monte-Carlo)/PIC(Particle in Cell)流体混合算法与一维MHD双温放电模型相结合,一体化模拟NASA Glenn PPT羽流。对不同出口偏转角的羽流场进行模拟,给出了不同偏转角度下离子、电势、温度的变化情况,并与实验结果进行了比较。结果显示,该模型具有一体化(从工作过程到羽流)预测脉冲等离子体推力器羽流的能力。人工偏转角的加入,增强了羽流的扩散,使得羽流径向扩散、轴向收缩、回流减弱,同时对放电模型带来的不足有一定改善作用。     

一种卫星双组元推力器羽流热影响分析方法

给出一种分析星上设备受双组元推力器羽流热影响的方法。首先,提取待分析设备三维模型的STL(stereo lithographic)数据;然后,根据STL数据中三角形网格的法向矢量选取有效的三角形网格;最后,利用STL数据和推力器羽流热流场分布函数建立羽流热影响分析模型。不管设备表面能否用解析公式表达,文章提出的方法均能分析推力器羽流对其产生的热影响。     

微波等离子推力器真空羽流模拟计算

粒子节点－直接模拟蒙特卡罗法（DSMC）是求解稀薄气体流动的数值模拟方法，采用轴对称硬球模型、随机取样频率法对微波等离子推力器（MPT）的真空羽流进行了数值模拟计算，为了提高计算效率和节省计算机内存，采用了随机取样频率法（RSF）和加权技术。对MPT真空羽流的浓度、速度和温度分布进行了计算，并对羽流污染进行了分析。计算结果对以后MPT真空羽流场测试和航天器一体化设计提供了参考。     

霍尔效应推力器羽流的PIC/MCC模拟(英文)

采用粒子网格单元与蒙特卡洛碰撞相结合的方法,建立霍尔效应推力器羽流的二维轴对称模型.模型中电子作为流体处理且服从等熵假设,离子(Xe~+和Xe~(2+))采用粒子描述,中性原子为背景气体.自洽电势通过求解非准中性、线性化Poisson方程获得.模拟结果与实验数据相比较表明,模型能够可靠预估羽流的物理特性;粒子入射发散角为30°～40°时模拟结果与实验数据吻合较好;倒流区离子数密度可达10~(14)m~(-3),会对飞行器表面造成损害;且等离子体密度和电子温度沿轴线方向衰减很快.     

氢氧发动机模型真空羽流场试验和仿真研究

研制了一个用于模拟中国长征火箭二级的60 N推力氢氧发动机的缩比模型,并在北京航空航天大学真空羽流效应实验系统进行了试验。使用皮托管阵列测量了羽流压力场,结果显示当距发动机喷管出口的距离从140 mm增加到600 mm时,羽流场的最大压力从12 400 Pa降到了400 Pa。为验证CFD-DSMC混合的数值仿真方法,将试验结果与仿真结果进行了对比分析,二者一致性非常好。对比结果显示数值仿真方法在羽流效应分析方面的强大功能。研究获得了模型发动机羽流场的压力分布特性,可用于原型发动机的羽流效应分析。     

稳态等离子体推力器羽流数值模拟

以国内研制的稳态等离子体推力器羽流为研究对象,建立了基于粒子单元法和直接蒙特卡罗模拟法的数值仿真模型,简化了电子动量方程,运用Boltzmann关系式求解了等离子体电势,研究了羽流电子数密度、离子电流密度及流场温度分布。通过与实验数据和已有数值结果对比,以验证模型和编制的程序。研究表明,羽流出口下游0.3~1.0 m处的羽流中心电子数密度约为2.5×1016~5×1015m-3,电流密度约为65~1 A/m2。文中工作对分析等离子体羽流污染具有参考意义。     

“资源”卫星轨控推力器羽流场数值模拟

文章以"资源"卫星敏感表面污染问题的实际研究为目的,针对该卫星20N轨控推力器为对象,采用轴对称分区和三维直接蒙特卡罗(DSMC)相结合的方法,模拟采用肼为推进剂的多组分羽流场,计算获得了敏感表面的羽流及其反流特性。模拟结果表明,分子量越小的分子越容易进入反流区,出现组分分离现象和非平衡效应。最后,与已有的文献试验结果相比较,表明模拟结果合理可信,为卫星敏感表面的污染模拟打下基础。     

基于羽流效应分析的航天器发动机布局设计研究

为解决由航天器姿控发动机等带来的羽流热效应问题,文章通过仿真得到了在不同的发动机布局下航天器表面的羽流热流密度分布情况,通过增大发动机的推力线角度和安装点高度,可以使得发动机羽流核心区远离航天器表面,从而降低喷流对航天器表面的加热效应。综合考虑控制力矩及推力损失、布局包络和发动机支架设计等因素,对某航天器发动机布局进行了优化设计及羽流热防护设计。     

阳极层推力器的研究现状与发展趋势

通过对阳极层推力器的工作原理、特点、羽流特性以及国内外阳极层推力器的研究现状与发展趋势的介绍和分析,指出了阳极层推力器是目前应用前景最好的电推进器之一,并且阳极层推力器正朝着更高功率和/或更高比冲的方向发展。随着空间技术的飞速发展,对高功率和/或高比冲的阳极层推力器的需求将越来越迫切,世界各国在这上面的投入也将越来越大。