离子推进器性能评价方法

离子推进器是一种动力装置,可为航天器提供动力.其性能为推力、比冲和效率,通常是在保证推力和比冲的条件下,用效率来评价其性能.通过分析离子推进器工作参数与推力、比冲和效率的关系,提出一种采用离子推进器工作参数,利用公式计算来快速、便捷的评价其性能的方法.对20 cm氙离子推进器的性能评价结果表明:用工作参数,通过公式计算的结果与直接测量法的结果相一致.     

离子发动机真空热试验技术

离子发动机(又名离子推进器、推力器)在航天领域有着广泛的应用,本文简要介绍了其工作原理与结构。在真空热试验中,离子发动机点火,会向真空室内喷射出高能Xe粒子,对卫星、热沉、容器压力等均会产生不良影响。本文结合具体的离子发动机真空热试验结果,对发动机点火的影响进行了分析,并提出了针对性的解决方案。我们使用氙泵来提升系统抽气能力,安装防溅射靶吸收并抑制高能粒子。     

航天器热泵系统辐射器性能分析

由于航天器向外主要是以热辐射的方式散热,而辐射散热量与排热温度的4次方成正比,提出了采用热泵强化排热的概念。针对航天器热泵系统进行建模,分析了冷凝温度、出口过冷度以及工质类型与热泵系统质量变化情况。结果表明:冷凝温度及出口过冷度对系统质量有一定影响,且存在最佳值;不同工质的系统随参数变化表现趋势也不同;使用热泵的热控系统对减小航天器质量有很明显的效果。     

载人飞船仪表板的热仿真分析

航天器产品热设计的对象是电子产品整机,将宇宙空间作为热沉,有效将热量排放到外空间是航天器热设计的主要任务。而对于舱内电子产品热设计任务主要是将元器件的热功耗有效传递给底板、设备外壳及舱壁上,确保元器件在允许的工作温度范围内可靠的工作。运用有限元分析软件Flo THERM,对航天电子产品设计阶段进行热仿真,对其热控方案进行调整和优化,实现电子元器件能够安全、可靠的工作。     

1.5MeV电子辐照下高压电缆内带电效应研究

随着我国卫星长寿命高性能的需求,离子电推进器的使用也将成为一种必然趋势。针对中、高轨道卫星离子电推进器采用的高压电缆在高能电子辐照下引发的内带电效应,导致电推进系统工作故障的问题,测试了高压电缆在1.5 MeV高能电子辐照下产生电荷积累和不同高工作电压下共同作用产生的不同幅值静电放电脉冲信号,同时,采用蒙特卡洛方法分析高能电子沉积的位置,并采用有限元法分析高压电缆在高工作电压下的内部电场的分布和变化,为离子电推进器的高压电缆内带电防护技术奠定基础。     

智能热控涂层性能研究

采用高温烧结固相反应法制备了钙钛矿结构锰化合物热控涂层。利用变温场稳态卡计法半球热辐射率测试设备研究了热控涂层的红外半球发射率和温度之间的关系。结果表明该化合物在低温条件下表现为低热辐射率特性,在高温表现为高热辐射率特性。此外,还对该热控涂层进行了真空-紫外、真空-质子、真空-电子辐照、热循环、真空-放气等空间环境模拟实验,实验表明这种智能涂层具有良好的空间稳定性。说明该热控涂层在未来的航天器上具有广阔的应用前景。     

热辐射对碳纳米管纱名义热导率的影响

碳纳米管纱是完全由碳纳米管构成的宏观材料,因其类似“气凝胶”的结构,具有较大的比表面积,相对于普通宏观材料,会有更多的热量通过表面热辐射耗散出去。本文详细地推导了电加热时,准一维热传播材料表面温度分布和热导率计算公式,并引入热辐射项对上述传热过程进行修正,获得表面真实温度分布,进而结合碳纳米管纱的物理性质,分析了测试样品长度对碳纳米管纱名义热导率(指测试获得的热导率)的影响。对于长度为5 mm的碳纳米管纱测试样品,名义热导率约为真实热导率的4倍。     

碳/环氧薄壁豆荚杆热-结构性能试验研究

碳纤维增强环氧树脂基复合材料成功应用于航天器结构,其热-结构效应是重点关注问题之一。该文以碳纤维增强环氧树脂基复合材料空间可展天线薄壁豆荚杆为研究对象,通过试验对其材料热物理参数进行测定,得到材料的热物理参数,测得其比热容和导热系数均随着温度升高而增大,符合材料热参数的变化规律。采用大体积真空罐、热沉和红外加热笼模拟空间热环境,对薄壁豆荚杆进行真空热辐射试验,得到试件特征位置处的瞬态、稳态温度场,并采用低温应变片测试特征点应变时程,分析得到薄壁豆荚杆在热辐射作用下纵向、横向及薄壁内外两侧热响应的温度和应变分布规律,为理论分析、数值研究和设计提供参考。     

航天器表面材料二次电子发射特性研究

航天器在轨表面入射离子、电子产生的二次发射电子流随二次电子发射系数的变化而变化,通过建模仿真对二次电子发射系数对充电电流、充电电位的影响进行验证。通过对航天器用表面材料ITO(Indium tin oxide,氧化铟锡)膜二次发射电子系数测试,测试结果与标准参数基本一致;测试结果表明,二次电子发射系数与材料厚度相关,且随着材料厚度的增加二次电子发射系数减小,因此可以通过改变航天器表面材料厚度的方式影响表面材料的二次电子发射系数,从而控制航天器表面材料的带电状态。     

电子轰击式离子推进器排气羽流的污染影响

离子推进器系统由离子推进器、电源处理机、推进剂贮箱和输送系统三部分组成。离子推进器要完成使推进剂电离、加速电离后的离子流、中和高速喷出的离子束流的工作。它由放电室、加速室(离子引出系统)、中和器等组成。由于电离方法的不同,离子推进器分为接触式和电子轰击式。接触式离子推进器中推进剂一般为铯;轰击式离子推进器目前主要用汞,也有用铯和惰性气体作推进剂的。由于铯接触式离子推进器的空间飞行试验结果不理想,现在主要发展以汞为工质的电子轰击式离子推进器。其结构原理如图1所示。     

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。     

栅极系统电子返流对离子推力器寿命影响

栅极系统电子返流是离子推力器寿命的主要失效模式之一。以20 cm Xe离子推力器地面运行测试数据为基础,结合离子推力器栅极系统电子返流失效机理,预测了离子推力器在地面测试环境中和空间飞行环境中栅极系统电子返流对寿命的影响。预测结果表明:20 cm Xe离子推力器在地面试验环境中和空间飞行环境中的预期寿命分别为6 600 h和17 000 h。     

电推力器羽流离子能谱测试仪设计及在轨数据分析

阻滞势分析仪（RPA）可有效获得等离子体离子能量分布,针对空间电推力器产生的交换电荷等离子体羽流参数范围与特性,开展了专用RPA的设计,着重描述已用于航天器上搭载的RPA设计方法及影响因素分析。在轨测试表明,所设计RPA获得了理想的测试结果,通过对测试数据分析获得了羽流等离子体的离子能谱和束流密度。     

离子发动机栅极组件的热应力分析

离子发动机栅极组件的热应力、热形变分析是栅极组件工程化设计的重要内容之一。建立了栅极组件热应力分析模型和计算方法。针对20cm氙离子发动机钛栅极组件的结构,具体进行分析计算。结果表明,钛栅极组件的热应力满足工程应用要求。     

深空电推进阻滞势分析仪探测方法研究

随着人类对外太空环境认识的不断深入,电推进已成为通向未知空间领域的重要技术途径。空间电推进对航天器防护结构、能源系统、敏感有效载荷系统均产生不同影响。介绍了基于阻滞势分析仪的电推进等离子体参数探测方法,通过阻滞势分析仪研制和相应的地面模拟实验,计算得到了推力器40cm处的粒子能量、离子密度和离子温度等参数,相关研究为我国电推进航天器的深空应用和发展提供技术参考。     

30cm口径离子推力器热特性模拟分析

为了对30 cm口径LIPS-300推力器的热设计提出合理建议,利用有限元分析软件对LIPS-300离子推力器进行地面稳态及热应力分析。结果显示处于大流量点火工作状态时,离子推力器的高温部件主要是阳极筒锥段、屏栅筒以及后极靴,当推力器达到稳态后,阳极筒和后外壳锥段的热形变占主要地位。根据仿真分析得出的热设计优化结论是提高LIPS-300离子推力器内外部件的表面发射率是可以降低内部部件温度,并满足磁钢工作温度上限的有效方法。     

电推力器的比冲及其选取

根据电推力器的性能特点,给出了国际单位制下电推力器比冲的表达式和单位,结合电推进系统在航天器上的应用,讨论了诸因素对电推进系统最佳比冲的影响以及电推力器比冲的选取.     

离子发动机空心阴极失效形式分析

空心阴极是离子发动机关键部件,研究其失效形式,对提高离子发动机的可靠性有重要意义.介绍了离子发动机空心阴极的工作原理,分析离子发动机空心阴极的主要失效形式,并根据分析结果,提出了一系列提高离子发动机空心阴极可靠性的途径.     

离子推力器非预期电击穿的主要诱发因素及机制

离子推力器的非预期电击穿直接影响其工程应用的工作可靠性.在阐明非预期电击穿基本问题现象及后果的基础上,从电极表面金属微凸结构、低气压环境、等离子体环境、电极间漂浮颗粒物、电极间绝缘体(层)等五个方面梳理了诱发非预期电击穿的主要因素;针对主要诱发因素具体讨论了场增强电子发射、低气压放电、材料热蒸发及电离、电子反流、带电粒...     

Numerical prediction of wall erosion on a Hall thruster

Hall thrusters are promising space propulsion options for spacecraft. Current major interest in Hall thrusters is their life time evaluation for long time operation. Sputtering erosion of the insulation wall determines the life time of the thrusters. In this study, we present two-dimensional Hybrid-PIC modeling of Hall thrusters, which predicts the wall erosion effect. The principle challenges of our modeling is (1) solving both the plasma generation and acceleration in the channel and the exhaust plume in the near field of the exit and (2) predicting the channel erosion by ion sputtering with deforming the calculation grid. As a result, it was shown that the modeling simulated successive operations and wall erosions by ion sputtering during 2000 h operation of a Hall thruster.