氙离子火箭发动机的羽流及其污染分析

在国外,针对特定的航天器,开展了离子火箭发动机羽流对航天器影响的的专项研究,国内还未开展氙离子火箭发动机的羽流分析及其对卫星太阳帆板的污染专题研究,受实验条件所限,缺乏必要的实验数据,并且也未能建立完整的理论分析手段.为此,本文主要借助于国外离子火箭发动机羽流的地面模拟分析和在轨实验结果,对氙离子火箭发动机羽流的污染进行简单的定性分析,并根据国外的研究经验,提出今后在氙离子火箭发动机羽流研究中需要进一步开展的研究工作.     

离子束加工和离子镀膜简介

针对超精细加工的技术要求,叙述了离子加工应用技术的发展概况、各型号离子束刻蚀机的性能及使用效果,阐述了离子镀膜的基本原理与特点。这种镀膜对零、部件表面的保护及性能改善有重要作用。     

离子电推进技术的发展现状与未来

离子电推进是最具代表性和技术成熟度的电推进技术类型之一。本文从放电室技术、离子光学系统技术、放电阴极和中和器阴极技术的优势、缺憾等方面,总结了离子电推进的技术发展现状。针对未来航天任务对离子电推进更大功率、更高比冲、更简系统等新需求,分析了传统离子电推进所面临的主要技术挑战,梳理出了环型离子电推进、双级加速离子电推进、自中和离子电推进、螺旋波放电离子电推进等创新离子电推进技术发展的未来方向。     

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°。     

20 cm离子推力器电磁辐射试验研究

离子推力器工作时会产生对外电磁辐射,因此离子电推进应用于航天器时存在电磁兼容性问题。为初步了解离子推力器工作产生的电磁辐射特性,利用经改造后的地面专用试验系统进行了20 cm离子推力器电磁辐射测试试验。文章介绍了20 cm离子推力器电磁辐射的试验方案,采用两种形式进行:推力器电场辐射发射试验,测试频段为10 kHz～5 GHz;推力器瞬态电场辐射发射试验,测试频段为100 kHz～5 GHz。试验结果表明:在离子电推进稳态工作过程和几个瞬态工况点,未发生电磁干扰现象。     

离子推进系统在黎明号探测器上的应用及其思考

黎明号（Dawn）是美国NASA于2007年9月27日发射的对小行星Vesta和Ceres进行科学研究的深空探测器,目的是为太阳系演变的重要问题提供证据。在巡航和入轨后在轨运行阶段,黎明号都是以离子推进系统作为主推进。黎明号离子推进系统以氙气为推进剂,在发射后提供将近11km／s的速度增量（△V）。文章在对美国黎明号深空探测器离子推进系统调研分析的基础上,总结该离子推进系统的任务需求、系统方案、系统组成、技术指标与技术特点以及集成试验的情况,可为我国空间电推进系统的设计与应用提供参考。     

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。     

典型CMOS存储器电离辐照效应

对电离辐照环境中典型CMOS存储器的辐照效应进行了研究。分析了SRAM,EEPROM,FLASH ROM存储器在^60Coγ射线辐照及辐照后不同退火过程中,CMOS存储器的集成度、辐照偏置、退火时间和温度与电离辐照效应的关系。结果发现：不加电（冷备份）状态的^60Coγ射线辐照过程中,存储器的逻辑状态翻转出现较正常工作状态推迟1个量级以上;随着集成度的提高,SRAM,EEPROM存储器的辐照敏感度降低;试验器件经不同剂量的^60Coγ射线辐照后在不同温度下退火,所有试验器件均出现了逻辑状态翻转。     

离子推力器可靠性技术发展思路探讨

离子推力器的可靠性技术是一项新的研究课题,利用通用和成熟的方法无法准确评价和验证离子推力器的可靠性。本文针对离子推力器工作特点,主要介绍了其可靠性评价、验证以及可靠性增长等技术发展的基本思路。     

超低轨道卫星应用离子电推进技术方案

低地球轨道大气环境对诸如科学探测和对地观测卫星的阻尼作用十分明显,而且阻尼随太阳和地磁活动以及昼夜、季节交替变化范围宽.为了保证卫星轨道精度或飞行状态满足任务要求,需要利用推进系统对卫星受到的阻尼进行实时或间歇式补偿以实现轨道或飞行状态的保持.针对轨道高度220～268 km的无拖曳飞行和轨道维持应用,基于卫星轨道阻尼...