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1、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NH2NH2 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
2、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： 5 km/s，电推动：10-20 km/s）。缺点：
3、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F第一次离子推动实验室实验By 1916 Goddard and his students were conducting perhaps the worlds first electric propulsion experiments with ion sources. Four years later Goddard devoted passages of his technical reports to his EP experimen
4、ts.F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。F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;F电推动作为主推器1999年首次用作航天器的主推进系统。F使用电推进系统的航天器数量目前，已经达到200颗以上。F现代离子推进器的能力推动速度： 90Km/S200,000 miles/h推力：0.5 Newton附：1.美国NASA电推
5、动历史概要F五十年代开始研究电推动； F第一次离子电推动空间实验Space Electric Rocket Test1(SERT 1)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。）F1974 to 1983 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？提高推力，降低推进剂流量、等离子体离子流量high thrust-to-current ratio,降
6、低对放电电源输出电流的要求） F1998-2001 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4,500 m/ s,观测行星200个，运行时间，16,246h。深空探测器总重量为486 kg，肼化学燃料31 kg， 氙推进剂81.5 kg，太阳能电池功率2.5 kW。 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27 W功率下的预期性 能为: 效率10%,比冲1 250 s,推力360 N。2004 年完成了放电室直径1.6 cm 小型微波放电推力器的5 000 h 试验。在30.8
7、W功率下, 推力为0.5 mN, 比冲为1 371 s。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) 10 cm 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400 W, 推力8mN, 比冲3 000 s。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22 kg( 携带65
8、 kg) , 累计工作时间达到25 600 h。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F在70 年代中期开始研制；F1986 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。F1992 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。F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Ispeci
9、fic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50 kg 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=170 days（4） 电源效率： ：plasma速度，：质量流量，：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
10、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F推力大快速推动；F比冲高提高工质利用效率；F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F状态：概念研究阶段F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F场效应静电推进器 (FEEP) F微波电热推进器 (MET) F电弧加热推进器 ( arcjet ) F电阻加热发动机 ( resistojet )简
11、单介绍F磁等离子体动力学推进器机(MPD) 讲授F脉冲等离子体推进器 (PPT) 讲授F离子发动机 (ion engine)讲授F霍尔推进器 （Hall thruster）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）l Resistojets were first used in 1965 with nitrogen on the US satellites；l Since the early 1980s, communication satellites have used resistojets (but not with huma
12、n waste as propellant!) to maintain orbital position.l Arcjets entered a 10-year golden age in 1983 with a NASA-industry program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MPD thruster，放电电压20V，电流500 A，锂流量of 20 mg/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-induced m
13、agnetic field，同载流导线一样）磁场对电子、 离子产生向后的力（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： （2）推进剂 氢气，锂（气化后），在pulsed plasma thruster 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 (Pulsed Plasma ThrusterPPT)（1
14、）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self induced 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：( 1 to 100 W)，冲量小(10-1,000 Ns)，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（Pulsed Inductive ThrusterPIT）绝缘介质脉冲开关电容（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（inductive discharge）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l 没有电极损耗寿命问题；l 可以使用氨气，水（飞行员小便等）等推进剂；l 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：l 效率低，小于50%（离子推进器效率可达80%）；l 仍然有绝缘材料损耗；
