电推进器在GEO静止卫星上的安装策略

电推进器相对于化学推进器具有高比冲、小推力、长寿命、能重复启动和高的控制精度等优点而成为各国研究的热点。随着世界范围内电推进技术的蓬勃发展,电推进器已成为同步轨道(GEO)静止卫星的南北位置保持的标准配置。电推进器在卫星上的不同安装策略对电推进器与整星之间的兼容性有着重要影响,要保证电推进器与GEO静止卫星集成后两者之间的可靠兼容。因此,研究电推进器在GEO静止卫星上的安装策略很有必要。本文研究了分别在三轴稳定卫星的太阳电池阵列上和卫星星体上安装电推进器时电推进器的安装布局,为GEO静止卫星电推进器的安装布局提供解决策略,从而为卫星结构设计提供参考。     

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。     

MEMS固体化学微推进阵列的微冲量测试技术

为了评价MEMS(Micro Electro Mechanical Systems)固体化学微推进阵列的推进性能,对其单元微冲量的精确测试显得尤为重要。在传统冲击摆的基础上,考虑微推进器推力和燃气射流冲击力之间的比例关系,设计了一套适用于MEMS固体化学微推进阵列单元微冲量的间接测试装置,并成功用于6×6规格(单元集成度为36个/cm²)微推进阵列的实际测试中。结果表明:典型实验数据下的待测微冲量为2.5442×10-4Ns,相对误差小于5%;实测8个单元的微冲量平均值为2.5574×10-4 N·s,相对偏差较小,具有很好的重复性。      

微胶体推进器电极设计中的电场分析和电击穿问题研究

随着微小卫星的研究,基于MEMS的微胶体推进器的研究也受到科技工作者的重视.在微胶体推进器的研究过程中,有两个问题是必需考虑的首先,是胶体推进器源极和抽取极之间的电场分布问题,在源极顶端形成的场强必须足够高能够引导电喷的形成.其次,必须考虑两极间的电击穿问题.本文主要通过ANSYS对第一个问题进行分析,对第二个问题则主要考虑使用实验的手段进行研究.结果表明,以重量比103掺杂NaI的甲酰胺溶液为推进工质,源极的起动电场大约为107v/m,在设计的尺度范围内,这一要求是较容易满足的.尽管由于ICP长时间刻蚀源极表面有很大的突起,但电击穿问题在高真空条件下不会影响到两极间电压加到7000V.     

基于MEMS的固体燃料微推进技术研究进展

随着航天器小型化的发展,微推进技术研究具有十分迫切和重要的意义.基于微机电系统(MEMS)的固体燃料微推进器(MSPT)具有诸多优点,已成为微推进技术研究热点.介绍了MSPT的研究背景及优势,综述了国内外基于MEMS的固体燃料微推进器的结构与装配、点火部分研究、推进剂研究、推力测试装置设计、模型及数值模拟方面的研究进展.分析了目前研究中存在的问题和不足之处,并展望了未来研究的重点和改进方向.     

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。     

强磁场条件下电磁流体推进器性能的试验研究

介绍了中日合作的强磁场条件下磁流体推进器试验研究，包括试验装置的结构，试验研究的程序以及试验结果。对试验结果的初步分析表明，当磁场强度为14特斯拉，电流密度为1000安培／平方米时，推进器电磁效率可达23％，比日本“大和一号”提高10倍，电磁力密度约为10000牛顿／立方米，比“大和一号”高出一个数量级。这次试验的成功，不仅首次实现了高场强条件下磁流体推进的试验研究，为理论分析提供了颇有价值的试验数据，而且进一步演示了螺管磁体螺旋通道磁流体推进器的一些优越性，为制定该技术早日实用化的研究目标提供了可靠的依据。     

尾鳍的形状与运动参数对推进速度的影响

从推进速度的角度出发,实验研究了尾鳍摆动式水下推进器尾鳍的形状参数与运动参数对推进速度的影响,给出了实验结果,对尾鳍摆动式水下推进器的设计具有重要的意义。     

微型动力测试仪的研制及应用研究

本文介绍了微型动力测试仪的测量原理、电路设计和实验设计，对微型动力测试仪进行的测试和测量误差分析。该微型动力测试仪可以对电动机、微小型发动机等推进器进行测试，分别显示使用特定螺旋桨时推进器的电压、电流、升(推)力和转速几项参数。应用测试仪对不同的推进器、螺旋桨进行匹配测试，采集了大量的实验数据，为制作微飞行器选择推进器提供依据。     

一种梭子推进器

本文介绍了一种梭子推进器,属于圆织机配件领域,解决了现有技术中粉尘容易进入推进轮导致轴承使用寿命降低的问题,解决该问题的技术方案主要是推进轮的内端侧设有将轴承的内端侧遮盖的内防尘盖,推进轮的外端侧设有将轴承的外端侧遮盖的外防尘盖.本技术主要用于有效提高推进轮中轴承的使用寿命.     

胶体推力器的研究进展及关键技术

胶体推力器是一种静电式推力器,具有比冲高、可控精度高等优点,在微小卫星的姿态控制、轨道转移等领域具有广泛的应用前景。目前国内对胶体推力器的研究还不够成熟,尚处于起步阶段。简述了胶体推力器的结构组成、工作原理和主要特点,重点介绍了胶体推力器的发展过程,以及在设计制造中涉及的一些关键技术,即发射极毛细管制造技术、推进剂供给元件制造技术、中和技术、长寿命问题和微推力测量技术,为我国胶体推力器后续的发展提供一定的参考。     

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。     

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.     

离子火箭发动机真空试验设备的设计

根据离子火箭发动机试验的特殊要求,通过对真空室的尺寸和形状、离子火箭发动机的工作压力、真空室材料和主抽气真空泵选择的分析,得到满足离子火箭发动机试验要求的真空试验设备的设计。     

离子推力器束流下降原因分析

离子推力器的推力与其引出的束流成正比,束流的大小直接确定了推力.离子推力器在点火启动后,在工作条件不变的条件下,其引出束流随工作时间而下降.为找出束流下降的原因,以离子推力器为研究对象,通过分析引起离子推力器束流下降的各种因素,并对这些因素进行分析与验证.经过对因素的分析定位,找出引起束流下降的主要原因.分析与验证表明：影响离子推力器束流下降的决定因素为栅极组件固有特性、磁场固有特性和阴极固有特性,其中阴极固有特性是导致束流下降的主要原因.     

霍尔推力器性能评估技术及概况

以SPT-100稳态等离子推力器为研究对象,结合国外实验情况,计算推力器比冲,发现效率的改变与推力器运行参数有关。推力器压力的升高会导致流率的升高,而流率的变化与放电电压和漂浮电压无关。通过研究获得更大的推力和更高的比冲。     

LIPS-200离子推力器束流模型及其应用

建立了基于测量数据基础的LIPS-200离子推力器束流模型,给出了模型中积分发散问题的解决方法。应用模型计算了LIPS-200推力器中远场束流分布,给出了束流发散角、推力修正因子、南北位保推力器安装角等应用实例。     

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。     

Effect of deposited RF power on stationary plasma thruster characteristics

We have studied the possibility of using additional RF plasma heating in a stationary plasma thruster (SPT) so as to increase its characteristics. A modified model of the ATON-type plasma source has been created, in which an additional RF power can be introduced into the buffer zone of the thruster channel. The integral and local characteristics of the modified SPT have been studied and analyzed in comparison to those of the nonmodified thruster.     

Performance characteristics of very low power cylindrical Hall thrusters for the nano-satellite “PROITERES-3”

Development of Hall thrusters for nano, small and low power satellites below 100 W is expected. In lowering Hall thruster power, the cylindrical type Hall thruster is more advantage than conventional coaxial-type Hall thrusters. In this study, a very low power cylindrical Hall thruster for nano-satellite “PROITERES-3” under development in Osaka Institute of Technology was designed, and the thruster performance was measured. As a result, a stable operation was achieved even with 10 W. The anode specific impulse and the anode thrust efficiency were 1570 s and 18.1%, respectively, with 66 W. Also, the discharge current oscillation was lower compared with that of SPT-type Hall thruster.