面向深空任务的电磁桨推力器设计

为解决深空任务需要大量推进工质的问题,提出了一种电磁桨推力器的概念,以恒星际等离子体为工质,利用带电粒子在正交匀强电场和磁场中的电漂移效应,产生对航天器的推力。根据带电粒子的漂移速度,分非相对论和相对论两种情况,推导了电磁桨推力器的推力公式,分析了电磁桨推力器的设计约束条件,并针对星际航行和无拖曳控制任务,结合实际工程技术水平,设计了初步电磁桨推力器方案和试验验证方案。计算结果表明,使用上述电磁桨推力器方案的航天器无需携带任何工质,在星际航行中每年可以得到1056m/s速度增量。     

微脉冲等离子体推力器放电过程和性能初探

针对平板烧蚀型微脉冲等离子体推力器（μ PPT）,开展了放电过程研究和性能表征。根据放电过程的电学测量和等离子体区域的发光行为分析,研究了μ PPT的基本放电特点和放电形态演变。从空间分布看,μ PPT放电空间可分为3个区域（阴极区、弧柱区和阳极区）,随着放电间隙的减少,阳极区逐渐消失。从时间分布看,μ PPT放电是由多个幅度不同的脉冲放电构成,放电回路和放电间隙的阻抗分布决定放电脉冲的数量,一定条件下可以发生单脉冲放电。根据μ PPT等离子体区的电流片模型,估算了μ PPT元冲量和推力等基本性能参数。结果表明,放电间隙和烧蚀量对μ PPT性能参数有重要的影响,相同脉冲放电能量时,放电间隙越大,元冲量越大,烧蚀量也越大,导致比冲越小。放电时空形态是影响μ PPT的元冲量和比冲的关键因素,因此,开展放电回路和放电间隙的阻抗优化研究是提高μ PPT性能的有效途径。     

同轴微阴极电弧推力器的粒子网格法数值模拟

采用粒子网格方法对同轴微阴极电弧推力器μCAT工作过程进行了模拟研究, 并应用自相似方法对模型进行简化,获得了推力器羽流区的电子数密度分布、离子数密度分布、电势分布及离子轴向平均速度,通过改变磁感应强度和位形分析磁场对推力器内等离子体运动特性及推力器性能的影响。计算结果表明,电子被外加磁场捕获约束在磁力线附近,低速离子与高速电子形成的双极扩散电场加速离子喷出;在相同流量情况下,磁感应强度002T时,离子返流严重,磁感应强度005~030T时,磁感应强度变化对速度影响较小;磁场位形对离子运动和推力器性能有较大影响,磁力线与轴线夹角较小时离子速度下降明显,夹角较大时离子返流严重。     

等离子体对燃气在补燃室中燃烧特性的影响

为研究等离子体对多组分燃气在发动机补燃室中的助燃特性,建立了多组分燃气供给系统以及扩散燃烧实验模型。测量了等离子体炬的发射光谱,得到了等离子体炬的主要激发态粒子;拍摄了多组分燃气在补燃室的扩散火焰照片,得到了等离子体对多组分燃气的扩散火焰形貌的影响;测量了补燃室4个不同截面上的静压和总压,分析了等离子体对多组分燃气在发动机中燃烧效率的影响。实验结果表明:等离子体炬主要产生氮气和氧气的激发态粒子;加入等离子体后,喷出冲压尾喷管的火焰长度得到进一步缩短,说明等离子体可以在更短的燃烧室长度内使得多组分燃气得到更加充分的燃烧;加入等离子体时,补燃室不同截面的静压和总压都会出现突升台阶,说明等离子体可以加快燃气的化学反应速率,提高多组分燃气在发动机中的燃烧效率,且等离子体功率越高,燃气燃烧效率的增长率越高。     

超声速燃烧室等离子体点火实验研究

针对超燃冲压发动机在较低飞行M数(M0≤4)下的起动点火问题,利用氢氧燃烧加热脉冲风洞,在超声速燃烧室进口M数M=2、总温T0=960K条件下,分别采用等离子体点火器+先锋氢燃料和大功率等离子体点火器,探索了在超声速燃烧室中,实现煤油点火和稳定燃烧的方法.采用等离子体点火、凹槽火焰稳定器和从壁面喷射燃料方式,实现了煤油的可靠点火和稳定燃烧.研究表明,在燃烧室进口M=2、总温T0=960K时,采用大功率等离子体点火器,不需要先锋燃料,可以直接点燃煤油.     

美国微波电热推力器的发展历史与研究现状

概述了微波电热推力器（MET）的系统组成和工作原理,回顾了MET的发展历程,重点介绍了美国MET的研究进展与现状、关键技术及其在潜在应用领域中的性能优势,关键技术有微波谐振腔工作模式的选取和谐振腔结构的设计,并根据国外研究现状．提出了国内微波电热推进的研究方向。     

激光等离子体对靶冲量传递的实验研究

针对激光对靶冲量传递问题,提出了悬摆法和光电测速法相结合的测量方法,并应用该技术测量了不同激光功率密度下的激光支持爆轰波对靶产生的冲量,得到了聚焦透镜焦点附近的靶获得的冲量、冲量耦合系数和作用激光功率密度呈非线性关系,且随着作用激光功率密度的增加冲量耦合系数呈饱和趋势,最后根据有关理论对实验测试结果进行了解释。     

等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究

进行了低速、低雷诺数条件下等离子体激励抑制NACA0015翼型失速分离的实验研究,研究了等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制效果的影响.在翼型吸力面敷设不对称电极布局的等离子体激励器.在来流速度为4.27m/s,雷诺数为4.96×104的情况下,未施加等离子体激励时,从攻角为9°起翼型吸力面发生显著的前缘流动分离;施加等离子体激励后,流动分离在攻角小于26°的情况下均能很好地重附到翼型吸力面表面.实验表明,流动分离越严重,对等离子体激励的强度要求也越高,等离子体激励的电压和电极组数也必须相应增大;给定的流动分离状态下,等离子体激励的电压和电极组数存在一个阈值;等离子体激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;雷诺数增大后,流动分离更难抑制.     

临近空间表面波等离子体减阻性能分析

为研究临近空间表面波等离子体减阻效果,基于流体宏观模型的基本特征,分析了表面波等离子体流动控制机理的基础,以飞艇为模型,对其在 0°攻角情况下的流场进行仿真计算,比较了不同激励器控制方案的减阻效果,研究了飞艇尾部区域的等离子体流动控制效果. 结果表明,表面波等离子体具有增加飞艇升力、减小飞艇阻力的效果;单侧控制方案最大减阻效果达7%左右,对称控制方案减阻效果明显优于单侧控制方案,最大减阻效果可达32%左右;表面波等离子体对飞艇尾部的流动分离具有很好的消除抑制作用.     

大气环境中喷流等离子体隐身试验研究与分析

介绍了喷流等离子体隐身技术的原理性试验及其数值计算.试验是在大气环境中利用微型固体火箭发动机作为等离子体发生器,选择不同的发动机参数和推进剂控制发动机产生不同的喷流等离子体.在小双站角方式下,使用X波段连续波雷达系统测量了不同的喷流等离子体覆盖金属目标表面时的微波散射功率.试验结果表明,等离子体层厚度为9cm、电子密度分布接近为高斯分布、电子与中性气体的碰撞频率为高斯分布、峰值电子密度为1012/cm3量级、峰值碰撞频率为2.2×1011Hz的喷流等离子体对X波段微波具有明显的吸收作用,平均吸收达到90%.数值计算采用时域有限差分(FDTD)方法中的直接积分方法,用试验获得的等离子体层厚度、电子密度分布、电子与中性气体碰撞频率的空间分布等参数计算了有等离子体覆盖时金属目标的雷达散射截面(RCS),选用的微波频率为X波段的典型频率10GHz.数值结果表明,试验产生的特定等离子体能够有效地吸收电磁波的能量,减少RCS.数值计算结果和试验结果较吻合.