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211.
提出一种基于Z-Pinch原理但无需火花塞而自点火新型微脉冲等离子体推力器(Z-Pinch SI PPT)。为了降低推力器的点火电压以及去掉尺寸减小和轻量化的限制,采用点火和放电一体化的改性聚四氟乙烯为推进剂,两个电极分别为钉状阳极和中心有孔的阴极。相比于传统Z Pinch PPT和平行板脉冲等离子体推力器,该推力器的优点是没有活动部件、火花塞以及为火花塞供电的电源,结构更加简单紧凑。目前研制的该型推力器本体尺寸包络仅有21mm左右,质量为15g。在保持较大推功比优势基础上,点火放电的电压峰值仅为同样自点火的同轴PPT的24%,气体PPT的2.4%。真空舱内多次点火实现累计脉冲1万多次的试验结果表明,该推力器点火电压为480V,推功比为17.83μN/W,平均推力为85.6μN。 相似文献
212.
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。 相似文献
213.
兰州空间技术物理研究所电推进新进展 总被引:9,自引:0,他引:9
兰州空间技术物理研究所是我国电推进技术研究和产品研制的主要单位。2014年兰州空间技术物理研究所在电推进发展中取得了多方面的重要进展,分别从空间飞行试验、型号产品研制、新产品开发、专业技术基础研究等方面进行了总结性的系统介绍。空间飞行试验包括了SJ-9A卫星离子电推进系统和XY-2卫星霍尔电推进系统,型号产品研制包括了DFH-3B平台首发卫星LIPS-200离子电推进系统、DFH-5卫星平台和全电推进卫星平台的LIPS-300离子电推进系统及LEO大型航天器主动电位控制系统,正在研发的新产品包括LIPS-200+,LIPS-100和LIPS-400等离子推力器及LHT-140霍尔推力器,电推进专业技术基础研究工作主要包括栅极组件工作寿命分析及概率性评估、放电室性能分析及优化以及基于等离子体能量沉积的推力器热分析等。 相似文献
214.
氢氧发动机模型真空羽流场试验和仿真研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
215.
216.
研究了对干涉合成孔径雷达系统有重要影响的基线的估计方法。根据多飞干涉合成孔径雷达系统的特性,基线在平台的运动过程中是变化的。为了充分利用现有的资料,首先根据干涉系统的轨道参数计算基线参数,然后利用有限的参考点信息,如角闪烁器,形成迭代算法,从而实现准确估计基线在运动中特征的目的。意大利Etna火山口数据的处理结果验证了本文提出算法的可靠性。 相似文献
217.
对新型铝质装配式散热器换热特性进行了试验研究,拟合了传热性能关系式。在此基础上编制的新型散热器性能模拟软件,其计算结果与试验值吻合度高,具有较好的工程应用价值。还试验比较分析了新型散热器与铜质管带式散热器的换热性能。 相似文献
218.
太阳能火箭发动机吸热/推力室流场及性能计算 总被引:1,自引:0,他引:1
首先对某大型太阳能火箭发动机(Solar Thermal Propulsion:STP)的实验情况,进行了结构分析和基本实验条件估算.然后利用FLUENT计算软件,采用等壁温模型,对其吸热/推力室的内部流动、传 热情况,以及STP的性能特征等进行了计算,计算结果与实验数据一致,这对STP的设计有重要的指导意义. 相似文献
219.
220.
为了研究工作参数和结构参数对射频离子推力器放电性能的影响规律,通过开展放电室均布模型数值仿真和推力器性能试验,研究了射频离子推力器LRIT-40的放电机理和放电性能随结构参数和工作参数的变化规律.研究发现,减小长径比或增大工质流率、栅极电压及射频功率均能增大推力器束电流,改善推力器性能.通过分析试验结果和仿真结果得到,... 相似文献