光谱卫星LPPT-25微电推进系统飞行试验工作性能评价

基于光谱卫星任务需求,兰州空间技术物理研究所开展了脉冲等离子体微电推进系统方案设计,以此完成25W级脉冲等离子体电推进系统飞行样机研制,并开展了地面各项测试,均满足需求。为了进一步验证该系统的空间环境适应性、与航天器的相互兼容性、空间工作特性及空间飞行性能与地面数据的差异性,LPPT-25微电推进系统搭载长光卫星公司光谱星一号(GP-1)卫星开展了在轨飞行试验,对脉冲等离子体电推进系统在轨飞行试验结果进行了评价。结果表明:在整个飞行试验期间,脉冲等离子体电推进系统各项工作性能参数符合设计指标要求,电推进分系统工作正常,推力输出稳定,各遥测温度满足推进要求的控温范围;电推进推力标定为306.3μN,相比地面测试推力300μN,偏差在5%以内,体现了良好的天地一致性。

低功率平面型霍尔推力器的工作特性研究

为了解决低功率霍尔推力器存在的寿命问题,本文设计了一种平面型霍尔推力器。该推力器取消了内部放电通道,前壁和阳极在同一平面,电离和加速过程完全发生在推力器外部的开放空间中。推力器在0.6~1.0 mg/s的氙气流量下,实现稳定放电。本文实验研究了不同运行参数下推力器的阳极电流特性、推力特性和羽流束流特性。结果表明,阳极电流的振荡频谱主要集中在20~60 kHz,与常规霍尔推力器的呼吸振荡频率范围相似。在62~245 W的功率下,推力为3.2~10.5 mN,阳极效率为8%~22%。推力水平与同功率等级的传统霍尔推力器相当,而阳极效率偏低。利用法拉第探针获得离子的束流特性,结果表明:较低的羽流发散效率是造成目前推力器阳极效率偏低的主要因素。结合实验结果,分析了平面型霍尔推力器与传统霍尔推力器在离子加速方面的差异。本文设计的平面型霍尔推力器为解决霍尔推力器的壁面侵蚀问题提出了一种可能的方案。

工质流量对ECR离子源束流影响研究

栅格进气道电子回旋共振(electron cyclotron resonance,ECR)离子源推进剂供给压强低、无阴极,有应用于吸气式电推进系统的潜力。流量对离子源的束流影响显著,当流量超过临界流量时,离子束流的增长受到抑制。为明晰限制离子束流增长的根本原因,开展不同流量下氮工质栅格进气道ECR离子源的Langmuir探针诊断实验,并基于诊断结果计算了寻常(ordinary,O)波截止区和电子获能指标的分布。研究结果表明,当流量低于临界流量时,随着流量增加,离子密度快速增加,限制离子束流增长的主要因素是中性气体密度。当流量超出临界流量时,O波截止区几乎覆盖整个等离子体产生区域,这导致电子能量获取效率下降了一个数量级。此时,限制离子束流增长的主要因素转变为电子温度。

磁等离子体发动机中磁喷管分离过程的流体模拟

磁等离子体发动机在深空探测、载人航天等领域具备广阔的应用前景.发动机的磁喷管单元将离子能量转化为轴向动能,对磁喷管中等离子体与磁场分离的物理过程开展研究对提升发动机推进效率具有重要意义.本文建立了针对磁等离子体发动机中磁喷管的流体数值模型,并在不同入口离子温度、背景磁场条件下开展了数值模拟.计算结果表明:等离子体向下游运动的过程中轴向速度增大,并与磁力线逐渐分离,绝热性损失分离机制在分离过程中起主导作用;入口离子温度升高,离子轴向速度增大,离子与磁场分离位置更靠上游,但不会对阻性分离过程产生影响;背景磁场增强,下游离子速度减小,流线与对称轴的夹角减小,各种分离机制中绝热性损失分离机制仍起主要作用.

低功率圆柱形霍尔推进器实验特性研究

随着航天技术的发展以及微小型卫星应用数量的不断增多,空间推进领域对低功率电力推进的需求越来越多。常见的环形霍尔推进器缩放至低功率时效率低下。圆柱形霍尔推进器具有较低的表面积与体积比,有利于通过磁镜效应更好地束缚电子以减少通道壁处的粒子损失,从而减小通道的刻蚀和发热,这使得CHT对于低功率应用很有前景。文章进行低功率圆柱形霍尔推进器实验特性研究,在50 W功率范围内运行。实验得到了推进器在高电压、小气量、低电流工况下的工作特性、离子束特点等结果。实验表明:低功率圆柱形霍尔推进器工作电压在1000~2400 V之间,使用Ar体积流量在1.0~4.0 mL/min内,其比冲在218~1419 s,推力范围在0.118~0.78 mN,最大电流利用率为87%,最大推力效率为20.39%与先进霍尔推力器效率相当。同时发现在气体体积流量变大过程中,离子束出现强弱两种工作模式。

Performance of pulsed plasma thruster at low discharge energy

As the size of satellites scales down, low-power and compact propulsion systems such as the pulsed plasma thruster(PPT) are needed for stabilizing these miniature satellites in orbit. Most PPT systems are operated at 2 J or more of discharge energy. In this work, the performance of a PPT with a side-fed, tongue-flared electrode configuration operated within a lower discharge energy range of 0.5-2.5 J has been investigated. Ablation and charring of the polytetrafluoroethylene propellant surface were analyzed through field-effect scanning electron microscopy imaging and energy-dispersive X-ray spectroscopy. When the discharge energy fell below 2 J, inconsistencies occurred in the specific impulse and the thrust efficiency due to the measurement of the low mass bit. At energy ≥2 J, the performance parameters are compared with other PPT systems of similar configuration and discussed in depth.

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。

离子推力器多模式化研究

为了实现离子推力器多模式化,分析了离子推力器功率宽范围调节限制因素,提出了两种宽范围调节策略;针对我国小行星探测任务,完成了30cm多模式离子推力器研制、功率宽范围调节限制条件确定、以及两种调节策略下多模式工作点设计及对比研究。结果显示,通过降低放电室磁场强度可延伸离子推力器最小稳定工作功率,提高束流均匀性,实现离子推力器更宽功率范围多工作点设计;功率宽范围调节主要是屏栅电压和束电流的宽范围调节,二者通过栅极导流系数限制和交叉限制而约束;推力随功率增加呈线性增加关系,比冲随功率的增加总体上呈先快速增加后趋于稳定的趋势;30cm多模式离子推力器在0.25kW^5kW内稳定工作,推力10mN^186mN,比冲1522s^3586s。

LHT-100自励磁霍尔推力器热特性测试和热真空实验研究

为了验证LHT-100自励磁霍尔推力器工作状态的热特性和空间环境适应性,对霍尔推力器进行了工作状态热特性测试和热真空实验研究,给出了LHT-100霍尔推力器在工作状态下关键部位的温度升高和自然降温规律,分析了自励磁霍尔推力器在常温下启动达到热平衡过程中的推力、比冲、放电损耗等随时间的变化规律,并在带过渡板情况下开展了霍尔推力器的热真空环境实验。实验结果表明:LHT-100自励磁霍尔推力器在工作近3.5h内达到热平衡,关机5h后霍尔推力器整体温度自然降至室温,在常温下启动达到热平衡过程中霍尔推力器的放电电流、推力、比冲、放电损耗等指标在正常范围内,霍尔推力器在热真空环境中启动和工作正常,霍尔推力器零部件及其材料对高低温变化环境的稳定性和适应性较好,能够适应高低温变化的环境影响。

离子推力器三栅极系统的3维PIC仿真

为优化离子推力器中栅极系统设计,采用三维粒子云网格(PIC)仿真方法对三栅极系统等离子体输运过程进行了仿真,并与两栅极仿真结果进行对比,分析了三栅极特有的减速栅对栅极系统内束流分布、电子返流阀值、截止电流和交叉电流阀值、离子通过率和发散角损失等参数的影响。研究结果表明减速栅的主要作用包括:对离子通过率无影响,对截止电流影响不明显,但可大幅减弱甚至消除交叉电流限制问题;对加速栅腐蚀有明显的抑制作用,工作区间内的加速栅电流降低50%;增强了下游区域的径向电场,部分离子会偏离主束流区域,导致发散角损失增大;可改善加速栅孔附近电势分布,对电子返流阀值影响明显,对于1~4 A的束电流,仅需-60^-50 V的负偏压便可实现对电子返流的抑制。

SJ-17卫星LHT-100霍尔电推进系统飞行试验工作性能评价

为了验证霍尔电推进系统的空间环境适应性、与航天器的相互兼容性、空间工作特性及空间飞行性能与地面数据的差异性,LHT-100霍尔电推进系统搭载SJ-17新技术验证卫星开展了在轨飞行试验,对霍尔电推进系统在轨飞行试验结果进行了详细评价。结果表明:在整个飞行试验期间LHT-100霍尔电推进系统各项工作性能参数符合设计指标要求,其中推力79.5m N,比冲1531s,系统功率低于1.527k W,单次长时间工作8h,在轨系统开关机次数大于24次,在轨累计点火时间超过3028min,在轨飞行试验数据与地面试验数据具有很好的一致性。

直流电源驱动的等离子体点火器的点火特性

为获得等离子体点火器点火特性,使用自行设计的等离子体点火装置,对不同进口氩气压力和工作电流条件下的等离子体点火器高温射流特性和放电特性进行了实验研究,利用光谱仪对点火器出口处的发射光谱特征进行了测量,并根据光谱特征计算了等离子体的激发温度。结果表明:等离子体点火器的高温射流长度随进口氩气体积流量的增大先增大后减小,随工作电流的增大而增大;等离子体点火器的弧电流随进口氩气体积流量的增大而减小,随电源输出电流增大而增大;等离子体点火器出口射流的激发温度随工作电流的增大而增加,随氩气体积流量的增大而减小,所得结果对等离子体点火系统在航空发动机的实际应用具有一定的指导意义和参考价值。

微波等离子推力器真空环境工作的微波源研制

为解决微波等离子推力器全系统在真空中进行实验,减少不必要的能量损失,利用开关电源、衰减器和检波器一体化设计技术和液体冷却技术,通过解决微波电子器件在真空中的放电问题,研制出可在大气与真空环境中工作的体积小和质量轻的微波等离子推力器微波源,其输出和反射微波功率可根据磁控管的阳极电流和检波器的输出电压进行测量。对微波源进行调试的结果说明:微波输出功率稳定,和现有同类设备相比,性能得到大幅度提高。配合推力器腔体,在地面和真空下对微波源进行的实验说明,微波源能可靠地工作在地面和真空环境中。

电弧加热发动机的实验研究

介绍一种低功率电弧加热发动机系统的实验研究。该系统包括电源，点火系统，推进剂供给系统，发动机本体和一些测量设备。用氮和氩对不同的喷口喉道直径（０．６ｍｍ～１ｍｍ），不同的质量流率（２０ｍｇ／ｓ～１００ｍｇ／ｓ），不同的电源电压（８０Ｖ～１５０Ｖ）进行了性能研究。所有试验都是在直径为１ｍ，长为１．

LHT-100霍尔推力器宽功率范围工作实验研究

为了研究兰州空间技术物理研究所口径为100mm的LHT-100霍尔推力器宽功率范围工作性能,从实验的角度研究了放电电压100~400V、放电功率500~1800W时LHT-100霍尔推力器的工作性能。实验结果表明,LHT-100霍尔推力器可以在较宽功率范围内正常工作,放电特性和推力性能稳定,推力变化范围为30~95mN,比冲变化范围为600~1950s,推力效率变化范围为18%~53%,功率推力比变化范围为14.3~18.4W/mN。

微波等离子推进器(MPT)的应用探索研究

重点分析讨论了微波等离子推进器（ＭＰＴ）的基本原理、结构特征和应用前景，并通过对已有理论与实验研究结果的分析，认为ＭＰＴ是一种高比冲、长寿命的小推力动力装置，特别适合用作空间动力，进行航天器的轨道转移、姿态控制、位置保持、对接交会和星际航行。尽管ＭＰＴ目前仍处于理论探索与实验研究阶段，但研究结果表明，它是前景十分诱人的新型空间动力系统。

小功率电弧等离子体发动机试验及性能分析

电弧等离子体发动机 (Arcjet)因其高比冲、高推力 功率比等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点。介绍了小功率Arcjet实验研究系统的主要组成 ,分析了实验方案 ,对 4种不同结构尺寸的发动机进行了性能实验 ,给出初步的发动机工作性能参数及实验结果分析。实验结果表明小喷管喉径及氮作为推进剂的发动机性能较好。所得结论对小功率Arcjet发动机的优化设计具有参考价值。

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。

卫星敏感区域霍尔推力器束流沉积污染模型

安装在卫星上的霍尔推力器工作时喷出的高速束流会对卫星太阳电池阵列产生溅射,卫星太阳电池阵列溅射产物返回至卫星敏感区对敏感设备产生沉积污染。本文建立了兰州空间技术物理研究所LHT-100霍尔推力器的束流模型,应用LHT-100霍尔推力器束流模型计算了霍尔推力器的束流分布和束流发散半角。并结合该束流模型建立了卫星敏感区沉积模型,计算了安装在卫星上的LHT-100霍尔推力器束流在卫星敏感区域的沉积率,对敏感器在卫星上的安装布局提供重要的理论指导,同时也为LHT-100霍尔推力器在卫星上的安装倾角提供理论依据。

不同初始温度下等离子体对H_2/Air混合物燃烧影响

等离子体助燃过程是一个非平衡的,瞬时的,极不均匀的物理化学过程,活性粒子在等离子体助燃计算中是一个关键难题。文章建立H2/Air燃烧的化学动力学模型,计算与分析了在非平衡等离子体条件下,气体放电产生的活性粒子(O,H)和活性基(OH)在不同初始温度下对燃烧过程中参与燃烧的组分以及温度和压力的影响,为航空发动机燃烧室等离子体助燃实验研究和实际应用提供理论依据。数学模型的计算结果表明等离子体助燃可以提高反应效率,缩短延迟时间,增加燃烧温度,火焰传播速率,强烈影响H2/Air混合物燃烧效果。