不同功率下无工质微波推力器的推力预估

基于经典电动力学理论,从麦克斯韦方程组和麦克斯韦张量出发,推导出无工质微波推力器的推力计算方程. 应用有限元分析软件,计算了特定谐振模式下的特定圆台谐振腔在不同功率条件下的电磁场分布;根据推导出的理论计算公式,计算了不同功率条件下推力器的总推力. 计算结果表明:推力与功率成正比,而且磁场力决定着总推力的大小;圆台谐振腔消耗20–200 W电磁波功率时所产生的推力在20–250 mN范围内. 关键词： 电磁波 麦克斯韦张量     

微波谐振器系统的调谐实验研究

圆台谐振腔和微波产生及传输装置可以形成一套和外界独立的微波谐振器系统.由于壁面上电磁压强差的作用,圆台谐振腔可能产生净电磁力,这需要从实验上给予证明.为此首先应对独立的微波谐振器系统进行调谐实验研究,使系统时刻处于谐振状态,这是实验证明净电磁力存在的重要保证.为此,本文对圆台谐振腔进行低信号调谐实验,同时配合调谐元件,准确地调试2.45 GHz频率下的谐振状态,分析温度对谐振状态的影响.实验结果表明该微波谐振器谐振频率2.44895 GHz、品质因数117495.0823,而且当腔体壁温升高时谐振频率减小、品质因数出现周期性振荡.     

微空心阴极放电推力器性能研究

微空心阴极放电推力器是一种新颖的电热式微推力器,利用纳卫星提供的1~10 W的功率可提高微推进装置的性能。为了预示该推力器的性能,结合实验中测量的气体温度值和火箭发动机原理,初步计算得出微放电推力器的推力范围为几十至上千μN,以氩气为工质比冲量级为600~1 000 N.s/kg,以氦气为工质比冲量级为3 000 N.s/kg。研究结果表明,微空心阴极放电较小的尺寸结构与强烈并可控的气体加热相结合,可以开发应用在电热式微放电推进中,作为微小卫星,尤其是纳卫星和皮卫星的动力系统。     

亚微牛级推力测量系统设计及实验研究

空间引力波探测任务需要具有亚微牛级推力分辨率和推力噪声的微推力器来实现卫星平台高精度无拖曳控制任务,为了在地面对所需微推力器的推力进行标定,设计并研制了一套基于扭摆的亚微牛级推力测量系统。该系统选用高精度、高分辨率电容式位移传感器作为扭摆角位移传感装置,利用高精度电子天平对静电梳进行标定,再利用该静电梳标定扭摆,得到推力与角位移的关系。此外,研究了高精度弱力标定技术和亚微牛级微推力在线测量技术,分析了测量误差来源以及控制方案,最后利用静电梳产生标准弱力测量扭摆推力分辨能力和范围等。实验结果表明:该系统可测推力范围为0～400μN,分辨率达到0.1μN,背景噪声功率谱密度优于0.1μN/((Hz)~(1/2))(10 mHz～1 Hz),满足空间引力波探测在10 mHz～1 Hz频段推力测量需求。     

应用于电推进的碘工质电子回旋共振等离子体源

电子回旋共振(electron cyclotron resonance, ECR)源具有无需内电极、低气压电离、等离子体密度较高和结构紧凑等优点,适用于小功率电推进.因此,研究小功率碘工质ECR等离子体源具有重要意义.本文首先设计了一套耐腐蚀且可以均衡稳定输出碘蒸汽的储供系统;然后完成了耐碘腐蚀ECR推力器设计,利用耐腐蚀的同轴谐振腔结构将微波馈送到推力器,并将通道磁场变为会切型磁场以产生更多ECR层;最终联合点火实验成功,成为国际上首个可以用于电推进的ECR电离碘工质等离子体源.分析实验和静磁场、微波电场分布发现,小功率、低流量下的不稳定等离子体羽流闪烁由寻常波电子等离子体共振加热和非寻常波ECR加热模式之间的转化引起.高流量下电离率下降是由电子损失、壁面损失和碘工质电负性导致.并依据此原理提出了改进方案.放电后等离子体源没有明显损伤,说明具备长寿命潜力.此项工作初步证实了小功率碘工质ECR电推进方案可行.     

使用不同工质的会切磁场等离子体推力器

会切磁场等离子体推力器是一种利用磁镜约束等离子体产生推力的新型推力器,具有寿命长、推力大范围连续可调等优点,在无拖曳控制领域具有较大的应用前景.分别采用Xe,Kr和Ar三种不同工质,开展了会切磁场等离子体推力器实验.首先,对所用的推力器进行了简要的原理和设计介绍;然后,对三种工质的点火电压分别进行了测试,发现Xe是最容易点火成功的,Kr和Ar点火难度较大.在阳极电流、推力、效率和比冲等性能方面,三种工质在同等条件下也存在明显的区别.分析发现,三者的工质利用率高低导致了性能上的差别,通过提升通流密度能够大幅提升Kr和Ar的工质利用率.在羽流结构方面,法拉第测量结果表明三者都存在明显的空心羽流,且离子电流密度峰值出现的角度随着原子量的减小而逐渐减小.     

高频感应等离子体流动模型与微型电推进器流场特性分析

微型射频离子推力器具有结构简单、工作寿命长、推力动态范围大、性能调节响应灵敏等特点,是国际微电推进领域的研究热点之一.射频离子推力器电离室内的感性耦合放电等离子体特性和推力器的性能密切相关.为此,文章建立了低气压、小尺寸微型射频离子推力器电离室内感性耦合等离子体流体模型,开展了电磁场、流场、化学反应浓度场的多物理场耦合仿真分析,并研究了等离子体放电特征参数随推进剂工质气压、放电吸收功率、射频频率以及线圈匝数等因素的变化规律.结果表明,推进剂工质气压、放电吸收功率是调节微型射频离子推力器性能的主要因素,该研究为综合调控微型射频离子推力器的工作性能奠定了良好的基础.      

超导薄膜表面电阻测量新方法

本文报导一种测量高温超导薄膜微波表面电阻的新方法和测试装置.通过对加载两个不同蓝宝石的同一谐振腔进行测试,可以得到测试样品以外所有其它损耗对应的Q值.根据电磁场分布计算出谐振腔的结构参数G.用网络分析仪测量出谐振腔的无载Q值,便可计算出超导薄膜的微波表面电阻Rs.测量过程中既不会损伤超导薄膜样品,同时可以实现单片超导薄膜表面电阻的绝对测量,不需要校准件,测量简便可靠,精度高.     

微波器件HPM效应

高功率微波（HPM）效应实验系统由微波辐射源、效应物和监测系统等组成。微波源产生并辐射电磁波，实验中的微波辐射源分为窄带微波源和超宽谱（UWB）源两种。实验效应物包括低噪高放、TR管、限幅器、混频器和微波组件——被动雷达探测系统RF装置等。详细介绍了这些微波器件和微波组件的基本组成、特性、工作原理和性能，同时介绍了不同效应物的实验系统、实验方法、效应现象和损伤判据。监测系统对目标状态、辐射源状态进行监视，在注入实验中对效应物的注入功率进行测量，在辐照实验中对目标附近的辐射场进行测试标定，为实验结果的分析提供数据。为避免损伤累积效应，损伤实验注入脉冲次数不超过4次。     

线性喷管构形对激光推力器冲量耦合系数的影响

 喷管是激光推力器的重要组成部分。在设计喷管构形时，可以使其与聚光系统一体化设计，也可以把聚光系统和喷管分离设计。针对聚光系统与喷管分离设计的工作模式，建立了一种辅助聚焦系统的点火模型。通过改变喷管的构形，分析了圆锥形、圆台形喷管的冲量耦合系数与喷管顶部直径与出口直径之比以及喷管长度与出口直径之比之间的关系。通过对推力曲线的分析，阐述了喷管结构参数对其性能影响的原因。研究结果显示，圆台形喷管的推进性能优于圆锥形和圆筒形。     

Prediction and experimental measurement of the electromagnetic thrust generated by a microwave thruster system

A microwave thruster system that can convert microwave power directly to thrust without a gas propellant is developed. In the system, a cylindrical tapered resonance cavity and a magnetron microwave source are used respectively as the thruster cavity and the energy source to generate the electromagnetic wave. The wave is radiated into and then reflected from the cavity to form a pure standing wave with non-uniform electromagnetic pressure distribution. Consequently, a net electromagnetic thrust exerted on the axis of the thruster cavity appears, which is demonstrated through theoretical calculation based on the electromagnetic theory. The net electromagnetic thrust is also experimentally measured in the range from 70 mN to 720 mN when the microwave output power is from 80 W to 2500 W.     

Numerical investigation of the plasma processes for propellant heating in electrothermal plasma thruster for nanosatellites

Numerical investigation of the plasma processes in a cylindrical chamber with small dimensions of a novel microwave electrothermal plasma thruster for nanosatellites has been conducted. The absorbed microwave power from the electrons in the plasma column of the surface wave discharge is included in the computational model as a heat source with Gaussian distribution. The computational model takes into account the elastic and inelastic collisions of the electrons with the atoms in the ground state and two excited states (−s, −p) and the processes of recombination and deactivation of the plasma species in the volume and on the walls of the chamber. The computational model includes the flow of neutral gas and the processes in the plasma for effective heating of neutral particles by collisions not only with electrons but also with ions. Selected combinations of input power and propellant mass flow rates are used as initial parameters for the numerical investigation. The results show that at higher mass flow rates the heating of the neutral gas is more effective and at power levels of 4 W and propellant mass flow rate of 3 mg/s the electrothermal plasma thruster demonstrates effective performance and thrust levels in the order of 1 mN.     

微型电子回旋共振离子推力器离子源结构优化实验研究

微型电子回旋共振(ECR)离子推力器可满足微小航天器空间探测的推进需求. 为此, 本文开展直径20 mm的微型ECR离子源结构优化实验研究. 根据放电室内静磁场和ECR谐振区的分布特点, 研究不同微波耦合输入位置对离子源性能的影响, 结果表明环形天线处在高于ECR谐振强度的强磁场区域时, 微波与等离子体实现无损耦合, 电子共振加热效果显著, 引出离子束流较大. 根据放电室电磁截止特性, 结合微波电场计算, 研究放电容积对离子源性能的影响, 实验表明过长或过短的腔体长度会导致引出离子束流下降甚至等离子体熄灭. 经优化后离子源性能测试表明, 在入射微波功率2.1 W、氩气流量14.9 μg/s下, 可引出离子束流5.4 mA, 气体放电损耗和利用率分别为389 W/A和15%.     

Magnetic confinement studies for performance enhancement of a 5-cmion thruster

Several magnet assemblies relevant to ion thrusters were investigated using a numerical code to calculate the primary electron mean containment time. An analytical model was used to determine, consistently with the plasma stability condition, the ion thruster performance parameters, namely, the plasma ion energy cost, the plasma density, the plasma potential, and the doubly charged ion production rate as a function of the propellant mass flow rate. The numerical code was checked by reproducing the experimental performance parameters obtained from a 7-m checkerboard ion thruster. Using this approach, performance curves were obtained for a 5-cm ion thruster devised to produce a 1-mN thrust with low power and propellant consumption     

微波等离子推力器真空中工作的电微波系统及其实验

为了解决微波等离子推力器全系统在真空中进行实验的关键问题，减少实验中不必要的能量损失，研制出可在大气与真空环境中工作的微波等离子推力器电微波系统.该系统利用了开关电源、衰减器和检波器一体化设计技术、液体冷却技术，解决了微波电子器件在真空中的放电问题.实验表明：系统输出的微波功率稳定，能可靠地工作在地面和真空环境中. 关键词： 等离子体源 等离子体设备及应用 微波技术     

真空环境中等离子体喷流对反射电磁波衰减的实验研究

在真空环境中，利用传输线测量装置，开展微波等离子体喷流对反射电磁波衰减的实验研究.实验结果表明，采用传输线测量方法能够有效地获得等离子体对反射电磁波的衰减；在5GHz附近，以氩气为工质，流量为52.5mg/s时，52W微波功率在真空环境中产生的等离子体喷流能对反射电磁波产生最大的衰减；增加微波功率、降低真空环境压强可以提高等离子体对反射电磁波的衰减；要使等离子体能够对反射电磁波产生最大的衰减，必须选取合适的发生器参数. 关键词： 电磁波在等离子体中的传输 等离子体基本过程 电磁波     

离子推力器工作性能参数控制模型

为了研究离子推力器工作参数对输出特性的影响,通过离子推力器工作性能参数的理论计算公式,建立起离子推力器输入参数与输出参数的Simulink控制模型,根据模型分别对我国研制的30 cm口径以及20 cm口径离子推力器的工作输出参数进行了理论计算,并通过推力测量试验对理论值进行了比对和分析。比对结果表明:在推力理论计算过程中引入二价Xe离子比率和束流密度分布推力修正,以及推力均方误差修正后,推力理论值与实测值符合性较好,计算误差小于1 mN,证明了推力修正方法的合理性。     

Fuel consumption for interplanetary missions of solar sailing

The orbits of solar sails can be changed by adjusting the sail’s attitude through external control torques.The resulting momentum will be changed,either provided by a typical attitude control subsystem or by a propellantless device.This paper investigates the extra momentum input and fuel consumption for a typical attitude control subsystem.The minimum-time transfer trajectories are designed for two rendezvous missions using both indirect and direct methods,generating continuous and discrete attitude histories,respectively.The results show that the momentum variation is almost wholly due to the solar radiation pressure.The feasibility of using tip-mounted microthrusters for attitude control is evaluated.The results show that less than0.1 kg of propellant are required for an interplanetary transfer mission when pulsed plasma thrusters with a specific impulse of700 s and a thrust of 150 mN are mounted at the tip of a 20 m square solar sail.The fuel consumptions of two transfer missions indicate that a tip-mounted pulsed plasma thruster is a viable technique for the attitude control of a solar sail.