离子推力器溅射沉积物防剥离放电室的设计及激光选区熔化增材制造研究

为了抑制离子推力器寿命末期由溅射沉积导致的放电室膜层剥落物脱落,首先采用理论研究和试验的方法开展了剥落物抑制放电室的设计,基于零件结构和增材制造特点开展了零件工艺性分析并提出解决方案,实现了放电室增材制造,开展了离子推力器放电室溅射物防脱落性能测试。结果表明:放电室内表面设计纹理化结构排布形式为正六边形,凸起部分外接圆直径0.5 mm,间距0.25 mm,高度0.5 mm时可降低溅射沉积物脱落概率及碎屑尺寸,通过分层旋转扫描,选择激光功率425 W,扫描速度1200 mm/s工艺参数可实现大尺寸薄壁、具有复杂微小特征钛合金回转体制造,通过结构拓扑,镂空点阵结构、工艺参数和空间摆放位置优化,成型零件壁厚一致性偏差小于0.10 mm。放电室优化前后推力器性能稳定,各工作点关键参数相对误差小于4%。本文的研究为离子推力器放电室溅射沉积物脱落抑制方法和复杂结构的激光选区熔化增材制造成型提供了工程应用方案。

难熔金属表面高温抗氧化涂层技术现状

概述了国内外难熔金属表面高温抗氧化涂层的研制现状。涂层主要分为5大体系,其中硅化物涂层是应用最为广泛的涂层体系,高温氧化环境下硅化物能够生成玻璃态SiO2,有效阻挡氧向内部扩散,起到防护作用。贵金属体系是抗氧化性能更为优越的材料体系,其中Re/Ir是目前性能最高的高温抗氧化材料,Ir涂层的致密性及厚度是决定其抗氧化寿命的主要因素。国内目前已形成自1 200℃至2 000℃应用的一代铌铪合金涂覆硅化物涂层、二代铌钨合金涂覆硅化物涂层、三代铼基材涂覆铱涂层共三代材料体系,其中一代广泛应用于卫星、飞船等多种型号产品,二代应用于卫星并于2012年5月首飞成功。目前国内致力于Re/Ir材料体系的工程化应用研究,已进行短喷管试车,试车温度高达2 090℃,累计时间300 s,涂层未失效。

10cm离子推力器放电室性能优化研究

要实现离子推力器较高的效率和比冲等综合性能指标,优化的放电室性能是其首要的前提条件。为了获得10cm离子推力器优化的放电室性能,在放电室初始设计方案基础上,通过对工作参数和结构参数的不同组合试验,开展了性能优化研究,采用的主要手段是关键特征尺寸调节、流率调节和磁场参数的调节。试验获得了不同参数组合的性能变化趋势,得出了优化的放电室结构参数和工作参数。优化后的离子推力器综合性能试验结果表明,在推力15.6m N、比冲3100s的设计工况下放电损耗约为227W/A,放电室工质利用率为91%。

姿/轨控液体火箭发动机推力室高温抗氧化涂层

概述了国内外姿/轨控液体火箭发动机高温抗氧化涂层的研究和应用进展,研制过程涉及多种材料体系,但仅有几类广泛应用于型号,包括Nb基材表面硅化物材料体系、Pt-Rh合金、Re基材表面Ir涂层。随着对发动机性能要求的提高,Re/Ir材料体系成为目前主要的研究方向。

20cm氙离子推力器放电室性能优化

束流离子生产成本和推进剂利用率是表征离子推力器放电室性能的重要参数。在考虑不改变放电室几何结构、磁场分布并保持离子推力器比冲和效率的前提下,利用一维经验分析模型对兰州空间技术物理研究所研制的LIPS-200离子推力器放电室性能进行了优化分析,以实现推力器的推力从40mN提高到60mN的目标要求。分析结果表明,提高放电室推进剂流率至2.06mg/s,放电室内放电电流维持在6.9A,放电室内平均氙离子密度达到2.167×1017 m-3时,可以保证引出1.2A的束流,推力器达到60mN的推力。与之对应的推进剂利用率为92%,束流离子生产成本约为188.515 W/A,相比推力40mN时,推进剂利用率为88%、束流离子生产成本为188.29W/A的情况,放电室性能有所提高。另外,放电室性能优化过程中其鞘层电位始终保持在3.80～6.65eV范围内。

离子推力器放电腔内等离子体流动规律的全粒子模型

为了详细描述等离子体在放电腔内的产生、演化过程,建立了放电腔内部等离子体流动的二维轴对称全粒子数值模型。在考虑壁面二次电子发射影响的前提下,模拟得到了稳态后放电腔内电磁场、电子与离子数密度,电流密度等一系列参数分布,且与相关实验数据进行了比较,吻合较好。模型得到了实验中难以观测到的放电腔内等离子体的产生、演化过程以及稳态下的分布规律,合理解释了放电腔工作的基本原理。

LIPS-200离子推力器放电室原初电子动力学行为的数值模拟研究

为了得到试验测量不到的气体放电过程中电磁场作用下单个原初电子的动力学行为，建立了LIPS-200离子推力器放电室二维仿真模型，应用网格粒子法（PIC）和蒙特卡洛碰撞（MCC）模拟法对其进行了研究。模拟得到在额定工况下原初电子和中性原子之间的碰撞概率、原初电子损耗率、电磁场分布对其运动速度及运动轨迹的影响等。结果表明磁铁表面磁感强度最大，越靠近放电室内部磁感强度越小，对称轴区域无磁场分布，原初电子在电磁场作用下沿磁力线作加速螺旋运动；运动等离子体的自洽电势大小范围仅为0~2.0V，几乎不会影响等离子体运动；对应总原初电子个数为1.2×106时直接被阳极表面吸收的损耗率仅为0.02%。

20cm离子推力器放电室流场计算模拟

为了优化20cm离子推力器放电室内部推进剂供气方式，研究了在不发生气体放电时，推力器阳极和主阴极供气接口处的流体速度和压强，并以此开展推力器放电室内部的流场计算。结果表明：采用单阳极供气管方式，阳极出口处压强为4～158Pa，气流出口速度为0．1～47m／s；阴极小孔出口处的压强约为33．1Pa，出口速度约为12m／s；考虑真空系统的返流作用时，单阳极供气管方式下放电室内部压强为0．OOl～0．4Pa，大部分区域Xe原子数密度为（O．2～3）×10^18／m3，在靠近栅极的部分区域数密度达到9×10^19／m3左右；在增加阳极组件的供气管数量后，阳极的气体出口速度为18-40m／s，放电室压强为0．03～O．1Pa，大部分区域Xe原子数密度为（0．72～2．4）×10^19／m3，靠近阳极与主阴极进气端的小部分区域原子数密度约2×10^17／m3，且放电室内部原子密度整体分布较为均匀。

真空舱几何结构对离子推力器背溅射沉积影响的计算研究

有效降低溅射沉积影响是离子推力器地面寿命试验需要解决的关键技术问题。本文建立了真空舱壁上溅射物沉积到离子推力器表面的计算模型。结合LIPS-200推力器束流特性和石墨材料内衬,应用该模型分别计算和分析了平面靶圆柱型、平面靶圆锥台型、球面靶圆柱型、凸锥靶圆柱型、凹锥靶圆柱型五种真空舱几何形状与尺寸对离子推力器背溅射沉积的影响关系规律,得到了对具体设计LIPS-200推力器寿命试验真空舱具有指导作用的重要结论。

P70霍尔推力器新型缓冲腔磁路对预电离及放电的影响

为有效利用从P70霍尔推力器放电通道进入缓冲腔的快电子能量,考虑两个磁场特征以提高缓冲腔预电离率。一是提高磁感应强度,二是缓冲腔内从气体分配器到放电通道方向的负梯度。采用FEMM有限元磁场计算软件,在不改变推力器电离和加速通道内优化磁场特征的前提下,设计的新型缓冲腔磁路满足上述磁场特征。放电实验结果表明,在新型缓冲腔磁路下放电电流低频振荡幅值更小。新型磁路有助于延长推力器寿命,有助于电离和加速通道内电离与加速区的分离。

LIPS-300离子推力器放电室设计及实验研究

梳理了放电室工程化设计的基本流程,包括磁场位形设计、几何构型设计、磁极数设计、供气方式设计以及关键参数设计,其中关键参数又包括长径比、磁极位置、磁钢尺寸、阴极位置等。按照上述流程,完成了LIPS-300放电室设计,并通过仿真分析、实验数据对设计的结果进行了验证,证明设计的柱形磁铁四级场、直锥双段放电室,无论放电损耗、束流平直度均优于三级场放电室。

燃烧室新材料在卫星双组元低推力发动机上的应用

对有代表性、有发展前途的几种新材料进行比较 ,并根据应用新材料的低推力发动机燃烧室的结构特点 ,分析了不同冷却方式对双组元低推力发动机性能损失的影响 ,为双组元低推力发动机燃烧室的材料选择、加工工艺、设计优化提供参考。

不同磁感强度下LIPS-200离子推力器放电室性能的研究

离子推力器放电室内永久磁铁产生的磁场大小及分布对提高放电室放电效率和约束等离子体起着非常重要的作用。利用离子推力器性能模型并结合试验测得的束流离子生产成本，分析放电室内磁感强度大小对LIPS-200离子推力器放电室性能的影响。数值计算结果显示永久磁铁厚度增加1mm，放电室内的磁感强度从原来的5．0×10^-3～3．0×10^-2T增加至1．0×10^-2-5．0×10^-2T。理论分析结果显示磁感强度增加50％，原初电子平均约束时间增加49．9％、原初电子和中性气体之间的碰撞概率增加6．9％、离子损耗减小64％、束流离子生产成本降低18．1％、推进剂利用率提高7．4％。放电损耗、推进剂利用率与磁感强度大小呈线性关系。该研究能够为今后离子推力器设计提供一定的参考。

放电室长径比与磁体间距对离子推力器原初电子约束性能的影响(英文)

电子约束效率为反映环尖型离子推力器放电性能的重要参数之一,一般采用原初电子的平均约束长度来表征。对于离子推力器,放电室长径比与磁体间距会影响磁场分布,进而影响电子约束效率。放电室长径比与磁体间距的最佳状况是原初电子在放电室中保持尽量长的时间。以二维轴对称的离子推力器放电室为几何模型,发展了计算原初电子运动情况的代码。通过求解Maxwell方程和电子运动方程得到磁场和电子的运动轨迹,从而得到原初电子的平均约束长度。对放电室长径比与磁体间距对原初电子约束性能的影响进行了参数化研究,总结了只考虑原初电子约束时放电室长径比与磁体间距的选取原则。

离子推力器内部等离子体的微观特性研究

放电室是离子推力器产生等离子体的主要区域,放电室气体放电过程中的电势振荡导致阴极下游产生的大量高能离子不断轰击溅射刻蚀空心阴极触持极,长时间后,触持极顶被磨损穿透,阴极顶和阴极管也受到离子的轰击。提出了一种解析方法,运用解析数学工具,研究放电室内磁感应强度、电场强度等对离子运动轨迹和等离子体振荡频率的影响,从数学角度描述放电室气体放电过程和等离子体振荡特性。最终得到非平衡态下的离子含时演化方程、准平衡态下的等离子体动态特性曲线和放电室性能曲线。

离子发动机关键技术分析

介绍了离子发动机的基本原理与结构,分析了离子发动机系统主要部件包括离子光学系统、空心阴极、电离室、中和器等的工作原理与特性,指出了离子发动机的发展趋势。

面向空间无拖曳飞行任务的连续变推力离子推力器研制

推力的宽范围、高精度、连续可调和快速响应是实现航天器无拖曳飞行任务的技术基础,直接决定了整星工程任务的成败。针对重力梯度测量卫星及近地轨道观测卫星在轨任务期间对电推进系统高精度连续变推力能力的迫切需求,分析了离子推力器连续变推力的工作原理,研究了推力器输出推力宽范围、高精度、快速连续调节的关键要素。在此基础上,通过推力调节试验、空间环境适应性及寿命特性研究,揭示了10 cm口径连续变推力离子推力器的工程特性,获得了1~25 mN内的推力调节规律,实现了分辨率为50μN的推力调节响应。研究将为重力梯度测量卫星及近地轨道观测卫星开展无拖曳空间飞行奠定基础。

电推力器电磁辐射测试透波副舱性能评价

为了获得电推力器工作时的电磁辐射干扰(EMI)数据,通过试验对电推力器的电磁辐射开展测试,测试时推力器必须工作在具有良好透波性的真空副舱内,根据此需求研制了一种集成于现有不锈钢真空室主舱的玻璃纤维透波副舱,针对研制的透波副舱设计指标,提出了从透波率、工作热特性和系统极限真空等方面开展透波副舱综合性能评价的方法。通过测试获得的透波副舱工作特性以及分析评价结果,为透波副舱用于推力器产品电磁辐射试验提供了可靠依据。

离子推力器放电损耗特性研究

为了明晰放电损耗能量分配机制,对离子推力器放电损耗特性进行了研究。基于等离子体经典理论,分析了放电室等离子体产生及输运过程,得到放电室各项能量损耗表达式,并计算了离子推力器稳态工作下放电损耗组成比例,在此基础上,进一步研究了放电损耗随工质利用率变化关系。结果表明,放电能量损耗比例中,电离损耗为17%,激发损耗为18%,电子能量损耗为25%,离子能量损耗为35%;随着工质利用率增加,电离能量损耗保持不变,激发能量损耗呈缓慢下降趋势,离子能量损耗均呈缓慢增加趋势,电子能量损耗在工质利用率超过80%之后呈快速增长趋势。应用实验结果对放电损耗随工质利用变化关系进行验证,最大误差小于3%。

离子推力器放电室能量平衡研究

为探索放电室能量损耗机制,开展了离子推力器放电室能量平衡研究.基于放电室零维模型,得到放电室电流平衡关系,结合放电室电势分布,分析放电室能量损耗并建立了能量平衡模型.应用模型计算LIPS200离子推力器放电室各项能量损耗,并进一步得到各能量损耗所占比例,所得结果与国外离子推力器NEXT具有较好的一致性;采用多工况试验参数（阳极电流4.0～4.4A,阳极电压34～38V）对放电室总能量损耗进行动态验证,结果表明：计算结果与试验结果误差小于3%.