真空下激光烧蚀聚合物产生推力过程的数值研究

激光烧蚀聚合物靶材可产生微小推力,这一技术在微小卫星姿轨控应用中具有重要前景。基于实验总结的烧蚀率公式,提出了采用阈值能量模型来描述真空中激光烧蚀聚合物产生推力的过程,模型中以沉积能量为烧蚀判据,根据能量和动量守恒原理计算靶材获得的反喷冲量和其他推进参数。数值结果给出了靶材各项推进参数的变化规律,含能聚合物的推进性能明显高于非含能靶材,能量转化效率超过100％。     

用于引力波探测的微牛级霍尔电推进技术

为满足空间引力波探测卫星无拖曳控制所需的微牛级推力宽范围连续可调的推进需求,依据霍尔电推进工作原理,分析微牛级霍尔推力器的设计理念,并经过一系列的推力器特征尺寸优化研究,设计了出口直径4 mm、通道长度30 mm的微牛级会切型霍尔推力器.实验测试结果表明:该型推力器可实现推力0.2~112.7 μN的连续可调输出,满足引力波探测任务对推力器推力输出范围的需求.为进一步改善推力噪声等推力器动态性能指标,开展了推力器控制系统设计和仿真研究,并根据无拖曳控制原理建立无拖曳卫星仿真系统,对微牛级霍尔推力器应用于引力波探测任务的可行性进行仿真评估.推力器控制和无拖曳卫星的仿真结果表明:推力器闭环控制可有效降低推力噪声,提高推力输出快速性和精度,还可大幅提升非保守力补偿精度,使航天器与测试质量之间的位移误差满足引力波探测计划的无拖曳控制精度指标.该型微牛级会切型霍尔推力器可满足引力波探测任务的推进需求,具备应用于此类空间科学任务的可能.     

微型卫星激光推进发射概念与影响因素研究

建立了大气吸气模式与火箭模式组合的激光推进运载器（光船）发射微小卫星入轨的系统概念和分析模型，考虑了推进系统性能、大气传输衰减、模式转换高度、激光器功率、大气飞行阻力、发射点高度等因素对发射系统性能的影响，并对光船发射轨迹进行了计算和讨论。     

组合喷管构形激光推力器推进性能数值研究

激光推力器中,单一构形如旋转抛物形、锥形的喷管设计未对高压流场实现有效约束,推进性能较低。通过建立的计算模型,针对吸气模式下,抛物形与圆柱形喷管组合的激光推力器模型进行了数值研究,围绕圆柱喷管长度与脉宽对推进性能的影响规律以及流场演化特征进行了分析。结果显示：冲量耦合系数随圆柱喷管的增长而增加并趋于恒定,直径20mm、圆柱喷管长80mm的推力器模型在单脉冲激光能量密度1.5J/cm^2的条件下获得的冲量耦合系数高达627.7N/MW;脉宽对冲量耦合系数也有一定影响。     

激光微推力器及其关键技术

传统的推力器由于其受到物理尺寸、重量和推力的限制,无法适应微小型卫星精确定位、姿态控制等特殊航天任务的需要。在重点介绍了激光微推力器的基本原理和结构特征的基础上,讨论了激光微推力器需要解决的几个关键技术问题。     

卫星推进 步步攀登—记航天五○二所卫星推进系统

推进系统是卫星上的重要分系统 ,其功能是为卫星变轨、位置保持和姿态控制提供足够的推力和力矩 ,使卫星按指令飞行。2 0 0 0年 3月 2日 ,由中国、巴西首次联合研制的地球资源卫星经过了 10 0多天的在轨测试 ,正式交付使用。至此 ,中国自行研制的卫星推进系统 ,已应用在2 8颗不同型号、不同批次、不同用途的卫星上 ,实现了接近 10 0 %的成功率。卫星推进系统主要由气瓶、贮箱、各类气液阀门、推力器及压力传感器等部件组成。由中国航天科技集团空间技术研究院 5 0 2所研制成功的卫星推进系统分别是 :冷气推进系统、单组元推进系统、双组元统…     

激光微烧蚀靶材的冲量耦合系数测量方法

冲量耦合系数是激光微推进的重要参数,反映激光能量转化为动量的能力.提出了扭摆干涉仪测微冲量的原理以及测量方法,解决了难于精确测量10-7～10-5N·s的微冲量的问题,以掺碳的聚氯乙烯为靶材,测得了它在激光微烧蚀下的最高冲量耦合系数将近70 μN/W.为激光微推进冲量耦合系数的计算提供了工程测量和计算方法.     

点火形状对激光推力器推进性能的影响

在单脉冲激光能量为70 J作用下,用数值计算方法,对点火形状沿抛物形喷管对称轴的变化及其对激光推力器推进性能的影响进行了研究。研究表明,对于内表面母线方程y^2=20x,开口直径为0.08 m的喷管,当点火位置距离喷管内壁顶点0.02 m,点火区体积不变时,椭球或圆柱点火形状的变化对冲量耦合系数的影响很小;点火形状沿水平方向越细长,推力的变化幅度越小。通过分析点火形状对推进性能的影响,为设计聚焦系统提供了参考依据。     

激光推进工质推进性能研究

激光推进工质推进性能研究是激光推进技术研究关注的焦点之一。在对国内外实验数据综合研究的基础上,分析了推进工质推进性能的实验规律及物理机制,从理论上解释了冲量耦合系数与推进工质物理性能之间的关系,初步提出了根据推进工质的物理性能进行优选工质的方法,得到一组较佳的激光推进工质。     

重复脉冲激光推进工质推进性能与入射激光参数关系

重复脉冲激光推进过程中,入射激光的能量、波长、脉宽、光斑大小、重复频率等参数变化对激光推进工质推进性能有着直接影响。在对国内外实验数据分析、研究的基础上。总结了10．6μm、1．06μm2种波长激光与工质相互作用的实验研究成果,通过对实验数据进行科学分析,得出输入激光参数与工质推进性能的关系,并给出约定条件下优化激光输入参数。     

Experimental Investigation and Numerical Simulation of Air-Breathing Mode for Laser Propulsion

Laser propulsion is a new concept technique of propulsion and will have important application in future space technology. There are two main driving types: the air-breathing mode and the rocket ablation mode. Vertical flight experiments have been carried out with a simple paraboloid type lightcraft in the air-breathing mode by TEA-C02 laser. In simulation a new model is used for LSD/LSC wave, the result shows that the momentum coupling coefficient increases with the increase of the pulse energy.     

激光光船聚焦性能研究

激光推进是一种由远距离传输的地基定向能提供推进能量的新概念。它具有高比冲、高推重比、低成本等显著特点，是一种急待研究且应用前景广阔的新型推进技术。如何解决光船飞行中，激光束偏离光船主轴而不能正常聚焦问题是激光推进中重要问题之一。主要针对抛物形光船，编写了光线追踪法(ray tracing method，RTM)的计算程序；研究了入射激光的光轴与光船主轴偏离时，反射光束的聚焦性能；得出了焦平面上激光束的能流分布、激光点火线、点火区形状和大小。这将作为激光推进过程流体动力学数值模拟和光船飞行轨迹研究的一个重要依据。     

激光推进用于飞行器姿轨控制的分析与仿真

激光推进成本低、可靠性高,可用作飞行器的空间推进和姿态调整。建立了考虑反馈控制和激光推进的飞行器动力学模型,模型中的操纵控制项模拟了飞行器操纵系统和激光推进产生的力、力矩。详细研究了确定操纵项的方法,使用自适应飞行控制律,给出一种通过求解线性方程组确定操纵控制项的方法。以圆形盘旋轨迹为例,进行了数值模拟,计算结果显示,激光推进下的飞行器能很好按照目标轨迹飞行,并对计算结果进行了分析。     

吸气式激光推进中空气对CO_2激光的吸收系数计算

比较分析了吸气式激光推进中空气对CO2激光的3种吸收机制,列出了相应的吸收系数计算公式。通过计算发现,自由-自由吸收对应的逆韧致吸收系数占总吸收系数的比例几乎达到80%,即在较强的激光辐照作用下,由于电子温度很高,高温空气主要通过逆韧致方式吸收入射激光能量。计算结果可以用于吸气式激光推进的能量沉积过程研究。     

粗糙度与激光强度分布对光船聚焦性能的影响

激光束聚焦性能研究是激光推进技术研究中的一个重要内容。根据实验装置的形状和激光强度分布,建立了计算模型,编写了计算程序。用该程序可通过计算空间某点的激光能流密度和某个区域的能流密度分布来确定点火线的形状和点火区域的大小;研究喷管内壁的表面粗糙度和入射激光束的强度分布对聚焦性能的影响。为进一步研究激光支持等离子体流场特性和脉冲激光推进性能等提供重要的理论依据。     

吸气式激光推进环聚焦光船设计方法

激光推进是一种先进的推进技术，光船是进行激光推进研究的模拟飞行器；提出了吸气式激光推进环聚焦光船设计方法和原理，数控机床加工中光船内表面和外表面尺寸计算方法，以及体积、质量和质心位置计算方法。对空气吸气式模式的激光环聚焦推进光船设计和试验研究有重要参考意义。     

航天器电推进技术现状与发展趋势

航天器的发展趋势极大地促进了电推进技术在航天器入轨、离轨、状态保持、精确定位及复定位、姿态控制、行星探测一次、二次推进中的应用。概述了俄罗斯和美国当前的电推进活动，重点对霍尔发动机、离子发动机、脉冲等离子体发动机等进行了分析；对电推进相关的重要关键技术，如阴极技术、先进高功率概念、羽流效应、热效应、场效应及供应系统技术进行了介绍；对航天器电推进项目未来发展方向进行了分析展望。     

船用喷气式推进模型动力特性

为了研究船用喷气式推进模型的动力特性,结合动力学、热力学、高电压技术的相关理论,对喷气式推进模型的速度特性、推力特性以及反应室的压力、温度和放电特性进行了理论分析．结果表明,理论分析与实际结果相差小于5％．说明了该分析方法的可靠性,为模型各项参数的确定提供了依据．