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1、北航电推动大作业 吸气式电推动( 共 1 5 页)-本页仅作为预览文档封面，使用时请删除本页-名目引言错误!未定义书签。1. 任务分析错误!未定义书签。.地球轨道大气环境错误!未定义书签。.火星轨道大气环境错误!未定义书签。2. 吸气式电推动技术介绍错误!未定义书签。.工作原理错误!未定义书签。.技术指标错误!未定义书签。.系统方案错误!未定义书签。3. 进气系统Intake错误!未定义书签。.构造设计错误!未定义书签。方案一错误!未定义书签。方案二错误!未定义书签。.系统评估错误!未定义书签。平衡模型错误!未定义书签。性能评估以地球轨道为例错误!未定义书签。4. 推动系统错误!未定义书签。.
2、方案设计错误!未定义书签。.性能评估错误!未定义书签。5. 供电装置错误!未定义书签。6. 试验争论错误!未定义书签。.试验系统错误!未定义书签。.试验方案错误!未定义书签。参考文献错误!未定义书签。3吸气式电推动引言近地轨道所具有的独特资源和优势已使其成为各国关注和竞相进展的热 点。近地轨道空间浮空器作为接近空间低速飞行器的一类，可实现对特定区域的长期、全天时高区分率对地观测和高速移动通信，可为空天预警、环境监测和高速通信等应用需求供给崭的技术手段。争论型的推动系统对于推动近地轨道飞行器的进展具有重要意义。其中，电推动技术被各国争论人员认为是一种可能的长航时近地轨道飞行器推动方案。一方面，大
3、局部的近地轨道飞行器均设计利用太阳能和储能电池来供给工作所需的局部或全部能量，这便为使用电推动技术供给了条件。另一方面，和传统螺旋桨推动相比，电推动技术能够增加近地轨道飞行器飞行持续时间、扩大工作高度范围以及增加有效载荷。至今，电推动技术已被广泛争论用于多种空间推动任务并进展出了多种类型。但传统的空间电推动系统都需要携带推动剂，这不利于大气层内的长航时飞行任务，此外局部类型受制于工作原理无法在大气环境下正常工作，因此不能将传统空间电推动系统直接应用于近地轨道推动任务。相比之下，吸气式电推动技术很好地抑制了这两个问题。本文将对吸气式电推动系统进展简要介 绍。1. 任务分析1.1. 地球轨道大气环
4、境近地轨道LEO的范围包括从距离地面 160km 到 2023km 的空间区域， 极近地轨道VLEO的范围包括从距离地面 100km 到 160km 的空间区域。根据欧空局ESA的数据，当高度低于 250km 时，吸气式电推动比传统的电推动更具有优势，而依据美国喷气推动试验室的争论，ABEP 的最低飞行高度则被设定在 120km 从而避开受到过多的热影响。至于轨道平面，为了便于太阳能电池帆板连续工作，选择承受太阳同步轨道SSO。在该轨道平面内，太阳光的方向总是垂直于轨道平面，因此推力器的太阳能电池帆板可以在绝大局部时间内以最大功率工作。不过，轨道轨道平面的选择也要结合任务需求而定。地球的大气是
5、由多种气体组成的，主要包括氧气和氮气。随着高度的不同，各种气体成分所占的比例也会发生变化，如错误!未找到引用源。所示。4图 1 地球大气成分随高度变化从图中可以看出，在近地轨道和极近地轨道，大气的主要成分是氧原子和氮气分子，此外氧气分子和氩原子的影响也不行以无视，尤其是在低海拔轨 道。此外，每 11 年一次的太阳活动会对大气密度造成影响，如错误!未找到引用源。所示，在设计时也要将这一因素考虑在内。1.2. 火星轨道大气环境图 2 太阳活动对大气密度的影响火星大气比地球大气要淡薄的多，其主要成分是二氧化碳，包括少量的氧气以及其他气体。因此 ABEP 主要推动剂为二氧化碳，所需要的电离能要高于氧气
6、和氮气。和地球一样，火星的大气成分比例也是随着海拔高度而变化的， 如所示。5图 3 火星大气成分随高度的变化火星大地表压力只有地球的 1%，低密度导致大气成分对海拔的变化格外敏感。和地球状况相比，ABEP 在火星轨道的工作高度要相对低一些。最大高度位 180km，而最低高度为 80km，一方面是避开受到过多的热影响，另一方面则是为了防止摄入尘埃颗粒。2. 吸气式电推动技术介绍2.1. 工作原理吸气式电推动系统Atmosphere Breathing Electric Propulsion System， ABEP至少应当包括两大系统，即进气系统Intake和电推动系统Electric Prop
7、ulsion Thruster。其根本原理是利用进气系统捕获剩余大气中的气体分 子，将其用于电推动系统的推动剂，电离、加热后喷出，从而产生肯定大小的推力。原理如错误!未找到引用源。所示，抱负状况下，该系统自身无需携带任何推动剂便可以产生推力。其工作过程主要包括三局部，吸气过程、电离过程和加热过程。其中，电离过程和加热过程可选择的方式比较多样，ECR、空心阴极、介质阻挡放点、微波和射频等均可使用。62.2. 技术指标图 4 ABEP 原理示意图ABEP 的设计主要考虑以下几方面的问题：（1） 进气系统能够满足产生指定大小推力所需要的空气质量流量，并且其入口尺寸要与相应的航天器兼容；（2） 收集系
8、统能够依据推力器的性能要求收集粒子流；（3） 选择适宜的电推动推力器，从而满足所需要的推力大小；（4） 推力器能够适应由于高度、太阳活动等变化引起入口条件的变化；（5） 推动器在一个典型的地球观测任务的功率和质量约束下运行的力量。依据这些问题，对吸气式点推力器提出以下几方面的技术指标，如错误!未找到引用源。所示：参数S/C 质量入口面积数值5 years推力密度50 mN/kW功率kW收集效率表 1 ABEP 技术指标2.3. 系统方案整个系统主要包括进气系统、电推动系统和供电系统三局部，系统构造如错误!未找到引用源。所示。下文将对这三局部进展具体介绍。图 5 系统构造图3. 进气系统Inta
9、ke3.1. 构造设计7进气系统的主要功能是收集并输送大气粒子到电推动系统。由于近地轨道和极近地轨道大气的电离度过低，无法使用电磁装置来收集气体，因此必需承受机械装置。进气系统的一个重要参数是收集效率：𝜂𝑐= 𝑁𝑡𝑟𝑁𝑖𝑛其中，𝑁𝑡𝑟表示最终通过进气系统的气体分子数，𝑁𝑖𝑛表示进入进气系统的气体分子总数。JAXA 设计的进气系统收集效率高达 40%，BUSEK 公司设计的进
10、气系统收集效率则为 20%。𝑁𝑖𝑛可以用下式计算： 气体质量计算公式为：𝑁𝑖𝑛 = 𝑛𝑖𝑛𝑣𝑖𝑛𝐴𝑖𝑛 m = 𝑚𝑝𝑁其中，𝑚𝑝表示气体的平均分子质量。则推力 F 为：F = 𝑚𝑝𝑁𝑡𝑟⻖
11、7;𝑜𝑢𝑡 = 𝑚𝑝𝜂𝑐𝑁𝑖𝑛𝑣𝑜𝑢𝑡 = (𝑚𝑝𝑛𝑖𝑛𝑣𝑖𝑛𝑣𝑜𝑢𝑡)(𝜂𝑐𝐴𝑖𝑛)由此可见，最终的推
12、力大小在设计上取决于进气速度、出口速度、收集效率、进气面积等因素。为了使推力最大化，不仅要使进气系统有足够的收集效率，还要使摄入气流的面积足够的大。但是，摄入面积的大小也会对 S/C 受到的阻力造成影响， 因此要综合考虑这两个因素。3.1.1. 方案一方案一承受一段圆柱通道和简洁圆锥作为入口，其后连接一个圆柱进气 道，进气道可以直接与推动系统集合或者可以通过一个供给系统进展增压后再接入推动系统。构造如错误!未找到引用源。所示：图 6 方案一构造设计这种方式构造简洁，便于加工，但是存在肯定的缺陷。气体来流是不连续的，其流速根本等于轨道飞行器的速度在地球轨道约为 s，在火星轨道则约为 s，因此当气
13、流通过小管道时，离子之间几乎不会发生相互碰撞，气体分子与壁面的碰撞占据主导作用。在漫反射的状况下，大多数粒子在撞击壁面后会随机地分散到任意方向8，其中绝大局部会沿着来流方向反射回去。即便是在镜面反射状况下，仍会有大局部粒子被反射回来流方向。由此一来，进气系统的收集效率会大大减小。为了改进这一缺乏，一方面可以将入口锥前的圆柱通道加长，从而削减气体分子的逸出，另一方面可以在入口处引入蜂窝构造，有效的利用来流和分散回流的速度差异。如错误!未找到引用源。所示为 ESA 设计的进气构造，承受的便是方案一所述的设计。3.1.2. 方案二图 7 ESA 设计的进气构造方案二承受的是旁路设计，可以与蜂窝构造相
14、结合，构造如错误!未找到引用源。所示：图 8 方案二构造设计气流从一个环形管道进入末端的锥面，中间是卫星的子系统。气流在锥面反射后，会在回流过程中经过多重反射，在这一过程中粒子会损失大局部动能，由此可以削减气流的逸出，大大提高收集效率。日本宇宙航空争论开发机构JAXA开发了一个 ABEP 系统，将进气装置和推动器耦合为同一个装置，如错误!未找到引用源。所示。9图 9 JAXA 设计的进气系统和电推动系统大气粒子通过环形区域进展收集，当粒子到达入口后部时，撞击 45的锥形反射器，随后在卫星子系统反面进展反射后进入推动器的加速通道。阅历 证，该系统可以在压缩系数为 100200 之间实现收集。推动
15、器头部的压力到达了 1Mpa。图 10 Busek 公司设计的进气构造美国 Busek 公司也开发出了一种进气装置，这是一种带有末端锥的长开式管道，如错误!未找到引用源。所示。入口直径为，入口通道为长达的圆柱管道，入口处设计为蜂窝状的吸管构造用于阻挡反射回流。由于管道较长，粒子间存在碰撞级联，因而管道后部会形成一个压缩区，增压量可以到达 100 以上。综上所述，承受方案二，设计了如错误!未找到引用源。所示的进气系统：图 11进气系统103.2. 系统评估3.2.1. 平衡模型为了评估进气系统的性能，提出了一个简洁的分析模型。入口局部后面是一个锥形区域，假设全部的粒子都已经发生了壁面碰撞，速度为
16、零，只存在由壁温引起的热运动，因此，从该锥形区域流出的粒子均是由热集中引起的。一局部流向出口，另一局部流向入口但仅有少数可以从入口逸出。在这一模型 中，从出口流出的粒子量主要取决于构造设置。通过平衡这些粒子流，就可以估量出各局部的设计要求。该模型示意图如错误!未找到引用源。所示：图 12 平衡模型示意图该模型提出了以下几种假设条件：来流是自由分子流淌；来流的成分单一；来流为抱负气体；完全均匀分布；温度恒定，T = 𝑇𝑤𝑎𝑙𝑙；腔内粒子速度均为零。整个模型考虑了三种流淌，分别是从入口流入的粒子流、从腔室流回入口的粒子
17、流和流出出口的粒子流。3.2.2. 性能评估以地球轨道为例尽管流入的气流速度很快、密度很低，但在运动过程中会与壁面发生充分的碰撞，损失大局部动能，从而速度大大降低，最终粒子仅在热集中作用下发生运动。由于入口处设置为蜂窝构造，尽管有一局部回流可以到达入口，但通过率很低，仅有一小局部可以逸出。（1） 质量流量查表可以求出 200km 处的空气密度为： = 1.5 1010 𝑘𝑔/𝑚311进气速度为： 进气面积为：𝑣𝑖𝑛 = 7.8 𝑘𝑚𝑠 = 7800m/
18、s进气质量流量为：𝐴𝑖𝑛 = 0.521𝑚2𝑚𝑖𝑛 = 𝜌𝑣𝑖𝑛𝐴𝑖𝑛 = 6.0957 107 𝑘𝑔𝑠 = 0.60957 𝑚𝑔𝑠（2） 阻力计算阻力公式为：𝐹𝐷 = 0.5𝜌𝐴𝑓𝑣
19、2 𝐶𝐷其中，𝐴𝑓为前端外表积，𝑣 = 𝑣𝑖𝑛 = 7.8 𝑘𝑚𝑠 = 7800m/s，𝐶𝐷为阻力系数，依据阅历选取𝐶𝐷 = 2.2。最终计算出：（3） 收集系数𝐹𝐷 = 7.884𝑚𝑁收集系数计算模型如错误!未找到引用源。所示：图 13 收集系数计算模型收集效率为：𝜂w
20、888;=𝛩𝑖𝑛𝑡𝑎𝑘𝑒1 𝐴𝑜𝑢𝑡𝛩𝑜𝑢𝑡𝐴𝑖𝑛𝛩𝑖𝑛𝑡𝑎𝑘𝑒2 + 𝐴𝑜𝑢𝑡𝛩𝑜𝑢&
21、#119905;其中，𝛩𝑖𝑛𝑡𝑎𝑘𝑒1 = 0.76，𝛩𝑖𝑛𝑡𝑎𝑘𝑒2 = 0.212，𝛩𝑜𝑢𝑡 = 0.2。计算得出： 满足设计要求𝜂𝑐 = 0.4124. 推动系统4.1. 方案设计推动系统选用电感加热等离子体推力器inductively heated plasma thru
22、ster， IPT。IPT 是基于电感耦合等离子体的电力推动系统。主要构造为圆柱形的放电室，以及射频线圈，如错误!未找到引用源。所示：12图 14 IPT 构造其工作过程如下：射频线圈在放电室内产生一个轴向的时变磁场以及一个感应电场，感应电场通过电感耦合产生并加速电子，随后高能电子电离气体， 发生脸是反响，形成等离子体。离子通过栅极加速，从推动系统中向后排出产生推力。具体设计构造如错误!未找到引用源。所示：4.2. 性能评估图 15 IPT 推力器IPT 推力器的构造简洁，比其它构型的离子推力器更简洁分析和推测性能，同时，装置内没有电极，不需要外加磁场，从而消退了由于侵蚀而引起的放电阴极寿命问
23、题，承受更少的电源便能完成放电。这些因素使得 IPT 有很好的竞争力。但是 IPT 也存在肯定的缺点。一方面，放电室外表会受到离子的轰击与材料沉积而对使用寿命造成不利影响，另一方面由于绝缘式放电室的机械强度较低，在制造、环境测试以及放射过程中简洁产生力学性能问题。此外，IPT 的放电损耗通常要高于其他离子推力器，且效率更低。不过， 由于 IPT 的离子生成存在体积效应和外表传导损失效应，因此随着推力器体积/ 外表积比的增加，推力器的效率也会随着增大。5. 供电装置13供电装置要同时为推动系统以及卫星的其他子系统同时供给电力，本系统承受太阳能电池阵列以及充电电池作为供电装置。在阳光照耀状况下由太
24、阳能电池阵列直接为各系统供电并且为充电电池充电；在没有阳光时，则由充电电池来为各系统供电。如所示为 ESA 计算出的当 BOL 系数为%，使用寿命为 7 年时，不同功率下对应的太阳能电池面积图 16 不同功率下对应的太阳能电池面积依据选定的技术指标，寿命设定为 5 年，最大功率为，最终确定太阳能电池阵列的面积为 12m2。6. 试验争论6.1. 试验系统试验系统主要包括真空系统、试验样机、射频发生器、流量掌握器、微小流量测量仪、微小推力测试台架。试验原理示意图如错误!未找到引用源。所示：图 17 试验原理示意图试验样机如错误!未找到引用源。所示，电力由射频发生器供给，最大功率为 20kW，频率
25、为 4MHz。射频发生器由直流电源和振荡器组成。直流电源直接在空气中散热冷却，射频线圈则承受水冷方式冷却。14图 18 试验样机所用的真空系统包括真空舱、真空泵组和电气掌握柜 3 局部组成，其中真空舱舱体呈圆柱状，卧式放置，内径为，长 3m。真空泵组包括 2 台旋片式机械泵、1 台罗茨泵和 1 台油集中泵。该真空系统可以到达的舱内极限压强在 10-5Pa 量级。如错误!未找到引用源。所示为真空舱。微小流量测量系统用来测量进气系统的出口流量。图 19 真空舱所用的微小推力测试台利用位移传感器将推力作用下天平构造偏转造成的微小位移转换为电压信号输出，从而获得推力数据。试验时，需要先用砝码对微推力测
26、试台进展标定，确定位移传感器输出的电压信号与推力数值之间的关系。6.2. 试验方案（1） 大气环境模拟近地轨道的环境相当简单，并且不同高度下的环境差异很大，试验室条件下难以制造出在各方面都近似实际状况的环境，因此本试验仅利用真空系统在室温下制造出不同气压的环境，进而依据抱负气体状态方程近似转换为不同大气密度的环境进展分析。方法如下：15依据不同的轨道高度，查表获得大气密度，依据抱负气体方程计算出对应的大气压力，即为试验时所需的真空舱压力。（2） 吸气过程模拟真空舱中无法模拟进气系统在轨道上的真实状况，尤其是气流速度难以加速到 s，因此吸气过程通过流量掌握器来实现。方法如下：依据不同的轨道高度，
27、查表获得大气密度，通过上文提到的公式计算出对应的质量流量，将进气系统入口接入流量掌握器，调整来流的质量流量，从而模拟进气系统的吸气过程。（3） 试验内容：模拟 ABEP 在不同轨道高度下的吸气过程，测量进气系统的出口流量， 测量不同轨道高度推动系统所产生的推力；转变射频电压进展比照试验，探究在不同气压下推力随电压的变化规律；寿命测试，保持试验条件不变，令试验样机持续工作，直到推力显著下降，测试试验样机的使用寿命能否到达设计要求。参考文献1 Romano F, Binder T, Herdrich G, et al. Intake Design for an Atmosphere- Breath
28、ing Electric Propulsion SystemC2023.2 Romano F, Massuti-Ballester B, Binder T, et al. System analysis and test-bed for an atmosphere-breathing electric propulsion system using an inductive plasma thrusterJ. Acta Astronautica, 2023, 147:114-126.3 Cara D D, Amo J G D, Santovincenzo A, et al. RAM Electric Propulsion for Low Earth Orbit Operation: an ESA studyC2023.4 Romano F, Binder T, Herdrich G, et al. Air-Intake Design Investigation for an Air-Breathing Electric Propulsion SystemC2023.5 陈盼, 武志文, 刘向阳,等. 一种用于接近空间飞行器的吸气式电推动技术J. 宇航学报, 2023, 37(2):203-208.16