固体微推进器工作过程数值分析

目的针对一种基于MEMS技术的固体微推进器结构,分析比较瞬态燃烧效应和推进器喉部尺寸对推进性能的影响。方法选择dp/dt燃速瞬态燃烧模型对推进器工作过程进行三维数值仿真。结果在同一燃速模型中随着喉部面积的增大,压强有显著地减小,而推力有明显的增大。结论瞬态燃烧效应不是影响固体微推进器工作性能的主要因素。

固体微推进器热应力影响模拟分析

为了解热作用对固体微推进器结构稳定性的影响因素及规律,应用ANSYS热-结构耦合瞬态计算方法,模拟分析了微推进器阵列作用单元数、燃气温度、作用时间及阵列结构对微推进器药室热应力及热变形的影响。分析结果表明:最大热应力及热变形主要集中在药室孔边界处,是结构中最薄弱的部位;与单个单元作用时相比,阵列同时作用时最大等效热应力较大,而最大变形量较小;且其最大等效热应力及最大变形量随燃气温度、作用时间及药室直径的增加而增加,随阵列单元间距的增大而减小。

基于MEMS的固体化学微推进器阵列技术综述

基于微机电系统(MEMS)技术的固体化学微推进器阵列具有结构简单、无活动部件、功耗低、可靠性高等优点,可以用于微卫星的姿态调整、重力或阻力补偿及轨道变换等任务。国内外相继开展了固体化学微推进器阵列技术的研究。从结构设计、推进剂选择、键合工艺、点火电路等方面综述了各研究团队采取的技术途径和取得的进展,分析了各种技术途径的优缺点。提出了通过调整喷管结构和优化推进剂,提高微推进器的单元冲量,采用具有寻址点火特征的交叉式引线结构点火阵列,解决点火控制电路结构复杂的难题,并指出了固体化学微推进器阵列技术的发展方向。

现代小卫星的微推进系统

现代小卫星,发展迅速,不仅要姿态控制,还要轨道控制,甚至要有轨道机动能力。为此,必须开发研究与其相应的微推进系统。文章首先研究现有推进系统的技术性能;提出对微推进系统的要求;给出适应小卫星的微推进系统,有四个种类,近20个微推进器;最后提出选择微推进器的原则和建议。

静电喷射纳米铝热剂的微推进性能

纳米铝热剂可用作基于微机电系统(MEMS)的固体化学微推进器的装药。添加含能粘结剂可以增强纳米铝热剂的推进性能表现。选择硝化棉(NC)和聚偏二氟乙烯(PVDF)作为含能粘结剂,利用静电喷射的方式制备纳米铝热剂,从理论和实验系统地研究了燃料/氧化剂的平衡配比、粘结剂含量对推进性能的影响,并与相同条件下机械混合纳米铝热剂的推进性能比较。结果表明:静电喷射较机械混合纳米铝热剂的固体颗粒分布均匀;Al/CuO的计算最佳平衡配比为0.9,最佳实验平衡配比为1.8;当NC含量为2.5%时,比冲可以达到250.2 m·s^(-1),与无粘结剂的Al/CuO相比增加比例为8.0%;PVDF的加入降低了实验比冲值。粘结剂的分解产物将纳米颗粒分开,增加了凝聚相反应的特征传质长度,导致燃烧持续时间从2.9 ms显著地增加到87.8 ms。

Experimental Investigation on Basic Prototype of Solid Propellant Impulsive Microthrusters

A new type of impulsive microthruster and its measurement system were designed for the aim of testing the performance of a basic prototype of solid propellant impulsive microthruster. Two sets of tests were conducted. The tests show that the ignitor and the main charge of the microthruster match well, the dynamic and static capability of the test and measurement meets the test requirement and the result is creditable. The measured technical characteristics of the microthruster are that the ignition delay time is shorter than 0 3?ms, the total impulse is over 3?N·s, the operational time is shorter than 16?ms and the mass ratio of the thruster is 0 216.