等离子体推动器

等离子体推动器一、为什么要使用电推动器？1.传统化学推进剂的缺点：（a）在深空探测中，化学推进剂占航天器重量的绝大部分，有效载荷小，效率低，造价高。（附：肼（联氨）-----一种无色发烟的、具有腐蚀性和强还原性的液体化合物NH2－NH2[hydrazine],它是比氨弱的碱,通常由水合肼脱水制得,燃烧热较大主要用作火箭和喷气发动机的燃料,用在制备盐(如硫酸盐)及有机衍生物中）在探索更远的星球时，化学燃料推动已不可行。（b）通信卫星长寿命增加（15年）,为保持轨道定点位置,所需的推进剂越来越多（使用次数愈来愈多）,大量挤占了有效载荷的重量。因此,大型通信卫星的推进系统改用电推进已势在必行。目前航天领域广泛使用的化学火箭发动机，对于完成航天器从地面向空间轨道的发射任务，还难以用其它动力装置代替。但由于化学推进的比冲偏小，最大不超过4.6kN*s/kg，所以，如果对于航天器的轨道转移、轨道修正、姿态控制、对接交会、位置保持、南北轨控和星际航行等特殊任务仍然采用化学动力装置，那么就会使一直昂贵的航天器发射成本居高不下，而且也会严重影响其使用寿命。2.电推进器的优缺点优点：（a）效率高―――喷射离子速度远高于化学燃烧气体粒子速度；电推进技术的推进剂效率(或比冲)是化学推进系统的几倍甚至几十倍（b）所需重量降低；（c）最终速度高（化学推进剂：5km/s，电推动：10-20km/s）。缺点：推力小，加速时间长，需要电源，二、推进器的任务轨道转移；遥感卫星的轨道调整和姿态控制；通讯卫星的轨道保持；深空探测；三、电推进简史1．国际电推动发展史第一次离子推动实验室实验By1916Goddardandhisstudentswereconductingperhapstheworld'sfirstelectricpropulsionexperimentswithionsources.FouryearslaterGoddarddevotedpassagesofhistechnicalreportstohisEPexperiments.第一次电推动飞行实验世界上首次电推进(脉冲等离子体推进)空间飞行试验是前苏联于1962年进行的；（该次发射的意义：标志科学界已接受电推进技术，进入一个新的历史时期：不再是证明电推进是否有价值的时期，而是解决静电推进存在的问题。第一次离子电推进系统的空间飞行试验是美国于1964年进行的。商业卫星电推动1997年起,在离子电推进商业卫星上正式应用;电推动作为主推器1999年首次用作航天器的主推进系统。使用电推进系统的航天器数量目前，已经达到200颗以上。现代离子推进器的能力推动速度：90Km/S200,000miles/h推力：0.5Newton附：1.美国NASA电推动历史概要五十年代开始研究电推动；第一次离子电推动空间实验SpaceElectricRocketTest1(SERT1)1964，7，20，持续31分钟后返回地球。（注：电池供电，离子推进器绑在模拟太空舱上，太空舱由战斗机发射。）1974to1983发展8cm汞离子推动器；卫星轨道保持。（1990开始使用氙气。氙气优点：化学性质稳定,便于贮存,经压缩后其密度可接近于1。氙的原子量也较大,电离电压低。缺点：属于稀有气体,资源较少）附：为什么使用高原子子质量放电气体？2121eUmm2eUmmV///提高推力，降低推进剂流量、等离子体离子流量highthrust-to-currentratio,降低对放电电源输出电流的要求）1998-2001深空电推动：30cm离子推动器，用做主推动器，推动里程263,179,600km,推动速度4,500m/s,观测行星200个，运行时间，16,246h。深空探测器总重量为486kg，肼化学燃料31kg，氙推进剂81.5kg，太阳能电池功率2.5kW。2.日本电推动2001年日本北海道(Hokkaido)技术研究所进行了低功率微波静电推力器试验。在27W功率下的预期性能为:效率10%,比冲1250s,推力360μN。2004年完成了放电室直径1.6cm小型微波放电推力器的5000h试验。在30.8W功率下,推力为0.5mN,比冲为1371s。该推力器用磁喷嘴,而不是栅极加速引出束流。2003年5月日本发射了4年使命周期的小行星采样返回航天器Muses-C,发射后改名为隼鸟(Hayabusa)。航天器用3台(第4台备份)10cm微波电子回旋谐振放电离子发动机作为主推进,单台推力器功率400W,推力8mN,比冲3000s。2003年5月27日至6月中旬,离子电推进成功点火工作。由于太阳爆发引起电池阵损伤,使得2005年夏天交会被推迟。2005年9月达到丝川(Itokawa)行星环绕轨道,消耗氙推进剂22kg(携带65kg),累计工作时间达到25600h。11月成功降落星体并完成了采样,12月1日采用返回器离开。由于化学推力器失效,只能依靠微波离子电推进返回地球,返回时间从2007年推迟到2010年。3.中国电推进在70年代中期开始研制；1986年完成了直径8cm的汞离子推力器的工程样机,推力5mN,比冲2650s,功耗158W。1992年又研制成直径9cm的氙离子推力器的性能样机,推力10mN,比冲2980s,功耗332W。这两种离子推力器未经过与卫星的匹配试验和空间飞行试验。远景计划准备火星登陆，没有电推动不能实现。4.术语解释（1）比冲Ispecific定义：单位重量的推动剂产生的冲量Ispecific=Itotal/(mpg)化学推进剂：最大不超过4.6kN*s/kg（2）比冲的单位：[Ispecific]=[Itotal]/[mpg]=[N*S]/[N]=[S]单位：秒（3）应用意义：（1）比冲大，推动效率高；（2）推动时间计算：假设：装载50kg推动剂，电推动比冲Isp=3000s推力T=0.1N由定义：Isp=(T*tb)/(mp*g0)tb=Isp*(mp*g0)/T=170days（4）电源效率：eU：plasma速度，m：质量流量，P：电源功率（5）推进效率推进器电功率/进排气的机械能之差（6）推进剂利用率：推进剂的质量流量/等离子体质量流量5.对推进器的基本要求推力大快速推动；比冲高提高工质利用效率；寿命长长期稳定（几年）的工作6.推进器的能源（等离子体放电电源）（1）太阳能(目前,正在使用能源是太阳能(大功率供能的实现方法：大面积太阳能电池阵(要解决的关键问题：高效、耐辐照的太阳能电池)（2）核能量状态：概念研究阶段问题：小型化四、电推动器的分类基本可分为3类:电热式（简单说明）电磁式（简单讲授）静电式（讲授）相应推进器场效应静电推进器(FEEP)微波电热推进器(MET)电弧加热推进器(arcjet)电阻加热发动机(resistojet)――简单介绍磁等离子体动力学推进器机(MPD)―――讲授脉冲等离子体推进器(PPT)―――――讲授离子发动机(ionengine)――――――讲授霍尔推进器（Hallthruster）―――讲授亚类：稳态等离子体推进器(SPT)带阳极层推进器(TAL)附：电阻加热推进器（绝热膨胀公式）Resistojetswerefirstusedin1965withnitrogenontheUSsatellites；Sincetheearly1980s,communicationsatelliteshaveusedresistojets(butnotwithhumanwasteaspropellant!)tomaintainorbitalposition.Arcjetsentereda10-yeargoldenagein1983withaNASA-industryprogram五、典型电推进器介绍电磁型（介绍三类）1.磁等离子体动力学推进器(magnetoplasmadynamic――MPD)美国普林斯敦大学MPDthruster，放电电压20V，电流500A，锂流量of20mg/s（1）推进器及推力分析推力产生：在阴阳极之间产生电弧放电（同等离子体炬切割机）放电电流产生磁场（self-inducedmagneticfield，同载流导线一样）磁场对电子、离子产生向后的力BjF（由此而成为电磁型推进器）推进器受向前的推力。推力增强：为了提高推力和电弧放电稳定性，可以使用线圈产生外磁场。推力定标律：为推进剂质量流量mmIFBjF,2（2）推进剂氢气，锂（气化后），在pulsedplasmathruster中，可以使用固体推进剂。（3）特点功率最高，推力最大，可用做主推进器；脉冲或连续运行（4）缺点效率低(50%)，原因：放电电极需要冷却，损失能量。arc放电不稳定性，电极烧蚀等（5）目前状态目前仅限于地面研究，未进行太空实验。2.脉冲等离子体推进器(PulsedPlasmaThruster―PPT)（1）结构及放电过程（见下图）：火化塞产生放电聚四氟乙烯棒被融化产生等离子体等离子体电流在selfinduced磁场中被加速产生推力。（2）特点：采用聚四氟乙烯固体推进剂；放电功率小：(1to100W)，冲量小(10-1,000μNs)，可用于精确定位；结构简单。（3）目前状态：已被用于美国NASA地球勘测卫星的姿态调整。3.脉冲感性推进器（PulsedInductiveThruster－PIT）（1）PIT的结构及工作原理（类ICP，结合上图理解）脉冲电容放电在放电线圈中产生快速上升电流产生交变磁场的涡旋电场（inductivedischarge）加速电子电离产生plasma、加速plasma（磁梯度驱动力，磁喷嘴），由此产生推力。（2）PIT的优点没有电极损耗寿命问题；可以使用氨气，水（飞行员小便等）等推进剂；绝缘介质脉冲开关电容不需要变压器（不是高压放电）附：在电推进器中，离子电推进器的电极（阴极、栅极）寿命成为问题（在下面的学习中提及），resistojet的寿命高，但比冲小，不适于星际旅行，同时解决寿命与推力问题，PIT是一种途径。（3）PIT的缺点：效率低，小于50%（离子推进器效率可达80%）；仍然有绝缘材料损耗；大电流开关寿命（脉冲方式）；（3）目前状态：地面研究，没有太空实验静电型（介绍两类）4.离子推进器（ionengine，ionthruster）（1）离子推进器的结构及工作原理（见图示一、二，为空心阴极放电）离子推进器原理示意图之一离子推进器原理示意图之二（辅助图一）离子推进器原理示意图之三为射频型离子（霍夫曼离子源）推进器，主要由德国在研究图示主要功能单元说明：（a）已以定量可控的方式将气体（高原子量的惰性气体）输入推进器腔室；（b）在推进器腔室内电离放电（直流放电采用空心阴极方式，非直流方式没有电极，如射频感性耦合放电，微波电子回旋共振放电）；（c）离子向推进器腔室内后部运动；（d）离子进入正、负电极加速区（在腔室最后面），离子由正极加速至负极；（e）离子离开负电极，进入外空间，产生推力，推动飞行器向前运动；（f）置于后部的空心阴极发射电子，中和离子。惰性气体离子被中和为原子，原子进入太空。（2）离子推进器中重要物理问题①提高比冲（a）在放电功率、推进剂流量一定的条件下，提高等离子体密度（离子密度）实现方法：在直流放电下，采用空心阴极放电；采用磁场约束（永久磁铁）；采用高频交流放电：射频，微波ECR（b）在一定的等离子体密度下，提高单个离子的能量实现方法：提高离子加速栅极的电压，但电源重量的随之也增大。（c）在一定的等离子体密度、单个离子的能量下，提高离子束推力实现方法：离子束发散角，提高合力；具体技术途径：优化离子引出、加速栅系统（d）在一定的等离子体密度、单个离子的能量下、离子束散角下，增加离子源面积②提高推进器寿命提高阴极（放电、中和器阴极，）寿命