小型微波等离子推力器研究

 介绍约100W 功率微波等离子推力器的系统结构, 谐振模式, 电磁场分布, 电磁场、等离子体和流场的耦合, 喷管中的等离子体复合流动, 真空羽流, 原理实验样机性能及应用前景。     

液体姿控火箭发动机地面试验热结构分析

以液膜冷却结合辐射冷却的液体姿控火箭发动机为研究对象,采用一体化计算模型分析传热,同时应用有限元方法对给定温度条件的热结构进行了耦合分析,最后讨论了推力室在外压作用及温度载荷条件下结构的屈曲稳定性.计算结果与参考的试验结果接近,最高温度误差为3.67%,说明该一体化计算传热模型的有效性.考虑热载荷作用得到的屈曲载荷值较...     

喉部不对称对微喷管性能影响

以FLUENT 6.1软件为工具,利用数值计算求解二维稳态可压缩Navier-Stokes(N-S)方程,模拟了微喷管内超声速流体流动,分析了喷管喉部结构不对称对喷管内部的流场和喷管性能的影响.这种喉部结构不对称是由于喉部上下顶点在x方向偏离一定距离所造成的.数值计算结果表明,喷管喉部在流体流动方向的不对称,将导致喷管内部流体流场不平衡性,使得流量增大,喷管出口的x方向推力增加,y方向产生了多余的推力.      

氙离子推力器阳极工质分配方式优化

使用两种数值方法研究微尺度下惰性气体的流动现象,验证表明壁面速度滑移条件的N-S（Navier-Stokes）方法能够较好地模拟离子推力器气体分配环内工质流动特性.为了降低氙工质注入放电室过程中气流速度,并改善其周向均匀性,针对现有气体分配环构型提出符合4级环切场离子推力器放电特性的改进方案:增加2级供气通道,进行双侧45°角开孔并增加气孔数目.数值计算表明:结构优化后氙气进入放电室周向均匀性提高37%,气流速度降低32%;推力器装配优化方案气体分配环进行实验,大束流工况下束离子电离能耗自183W/A下降至167W/A,离子推力器放电室性能得到了提高.      

电弧加热发动机喷出等离子体静电单探针测量

应用静电单探针测量了kW级电弧加热发动机喷出等离子体参数分布。发动机以氮气为推进剂,测量范围为距离发动机喷口1.25～15cm,实验中真空舱压力为3～5Pa。实验获得了电子温度和电子数密度沿不同轴向位置和径向位置的变化规律,电子温度为0.4～0.8eV,电子数密度为1.2×1017～1.25×1018m-3。对比研究发现,N2为推进剂产生的等离子体的电子温度和电子数密度均大于N2-H2为推进剂的情况,但前者发散角较小。     

基于等效磁路的LIPS-200离子推力器磁场特性

以放电室阳极振荡电压和放电损耗的最小化为目标,结合正交试验方法,获得了性能提升后可实现长期稳定工作的LIPS-200离子推力器最佳磁路结构与磁场构型。基于此,运用等效磁路方法,采用有限元离散形式,建立了LIPS-200离子推力器放电室磁场模型,研究了特定空间排布下电磁体的永磁体替代方案。利用放电室磁感应强度测试和整机工作性能对比验证了永磁体替代方案的等效性及分析方法的可行性和计算结果的正确性。结果表明:两种磁场状态下的推力器放电室特征位置磁感应强度相对误差低于5%,且推力器工作敏感参数变化情况符合预期,满足磁路等效目标,达到磁路结构再优化,工作性能再提升的整体目标。      

星载永磁霍尔推力器磁场分析与实验研究

磁场是评价星载霍尔推力器性能水平及工作特性的重要因素,也是开展推力器优化设计的重要自由度。针对航天器姿态调整等空间轨道任务对霍尔推力器应用需求,分析了影响永磁霍尔推力器磁感应强度的关键因素。在此基础上,利用磁路等效法,采用有限元离散形式,建立了基于永磁材料的霍尔推力器磁场模型,利用国外同类产品工程数据验证了磁场模型分析方法的可行性和计算结果的正确性,最终获得了设计所需的推力器磁路构型、永磁体结构尺寸及相应的永磁霍尔推力器样机。将永磁霍尔推力器磁场分析结果与实测结果进行对比,并对整机性能进行了实验验证,结果表明:推力器性能实验结果与设计要求相符性较好,额定供气、供电状态下,推力器阳极电流符合设计要求,整机推力达到3.52mN,比冲达到685s,较好地实现了永磁霍尔推力器设计目标。     

卫星姿控发动机混合物羽流场分区耦合计算研究

研究求解喷管内流场N-S方程数值计算方法,发展基于N-S方程物面边界滑移流理论计算技术。提出求解羽流核心区轴对称DSMC模拟方法与远场三维DSMC仿真方案,发展多组元混合物羽流DSMC仿真方法。研究求解卫星姿控发动机内外近场、远场、倒流区和物面相互作用影响区多流域流场分区耦合计算技术,建立了一套用于求解混合物燃气羽流及对太阳电池帆板与卫星体表面撞击污染影响数值模拟方法。通过对分别安装于某在轨卫星不同位置两个典型姿控发动机燃气五组元混合物羽流计算研究及相关结果对比分析,证实本文数值方法可靠性。     

离子发动机加速栅极孔扩大腐蚀的粒子模拟

为研究离子发动机加速栅极孔扩大腐蚀速的特征及影响规律,采用单元内粒子——蒙特卡罗碰撞(PIC-MCC)方法,结合溅射腐蚀模型,模拟了栅极间束流离子及交换电荷(CEX)离子的分布情况,得到离子发动机加速栅极孔扩大腐蚀情况及平均腐蚀率,为0.0176μm/h。进一步研究了工作参数和几何参数对其影响,并建立了适用于工程应用的加速栅极孔扩大腐蚀预测模型。结果表明,在影响孔扩大腐蚀率各种因素中,束流电流密度和中性气体密度的影响最大。因此,在离子发动机直径一定的情况下,提高放电室出口等离子体密度的均匀性及推进剂利用率,是提高栅极寿命的根本途径。      

民用飞机轮速传感器综述

民用飞机轮速传感器是飞机刹车系统的关键设备,用于刹车系统的防滑控制,防止刹车过程中机轮深度打滑和锁死.简要介绍了国外飞机轮速传感器随防滑刹车系统的发展历史,从工作原理和结构形式等方面阐述了变磁阻式、直流式、霍尔式和光电式四种类型的轮速传感器.目前主流民用飞机(包括A320、A330和波音737、波音747、波音777等...