CN106662041A - 用于航天器的发动机和包括这种发动机的航天器 - Google Patents

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Abstract

一种航天航空器发动机(10)，包括具有用于喷射燃烧气体的喷嘴(30)的化学推进器，以及霍尔效应推进器。发动机布置成使得喷嘴用作当霍尔效应推进器在操作时喷射的粒子的喷射通道。发动机可以以较低的比冲量输送高推力或以较大的比冲量输送相对低的推力。

Description

用于航天器的发动机和包括这种发动机的航天器
技术领域
本发明涉及用于航天航空器、尤其是用于卫星的发动机领域。
背景技术
在某些应用环境中，可能期望航天航空器或者在高推力下、或者在高比冲击下呈现两种操作模式。可以提及两个实例:
·将卫星置于台站上并保持其轨道：放置台站的卫星需要高推力，以便尽可能迅速地将其转移到地球静止轨道；以及卫星需要高比冲量的推进，以便在十五年内保持在位；
·探索：有利的是使推进器能够使天体物体起飞，然后一旦进入太空，使其能够利用高比冲量的推进力。
以已知的方式，卫星推进通常借助两种技术获得：化学推进和电推进。这两种推进模式在相对于推力的比冲(Isp)图中具有相应的特定操作域：在轮廓上，化学推力使得能够实现高推力，但是比冲保持限于450秒。相反，电推进能够获得高的比冲(2000s)，但是推力保持相对低。
对于卫星推进，霍尔效应推进器因此用于航天航空器的姿态和轨道控制系统(AOCS)，特别是在地球静止卫星的AOCS中。霍尔效应推进器使得能够获得1500s量级的非常高的比冲量(Isp)，从而使得能够精确地控制航空器的姿态和/或位置，同时使用显着小于在使用例如反应轮的惯性装置的常规系统中所必要的质量和复杂度，并结合用于使其去饱和的化学推进器。
然而，提供高比冲的霍尔效应推进器通常仅实现非常低的推力。因此，包含霍尔效应推进器的AOCS通常与用于某些快速机动的化学推进器相关联，例如轨道传送或放置到位。然而，这具有增加航天航空器的整体成本和复杂性、损害其可靠性的缺点。
总之，现有技术(化学推进、电推进)都不能在这两个预期的操作域中提供推进，即首先具有高推力和相对低的比冲量，其次具有高比冲量和相对低的推力。
发明内容
因此，本发明的目的是提出一种能够在这两个操作域中提供推力的航天航空器发动机，并且这样做不会使航天航空器过重或复杂。
为了实现该目的，本发明提出一种航天航空器发动机，既包括具有用于喷射燃烧气体的喷嘴的化学推进器，又包括霍尔效应推进器，发动机布置成使得所述喷嘴在霍尔效应推进器操作时用作由霍尔效应推进器喷射的粒子的喷射通道。
因此，这两种技术、即化学推进和电推进被并入单个发动机内。通过设置某些共用的装置，尤其是喷嘴，使以这种方式构成的发动机相对紧凑成为可能。因此，假设由于两个推进器的同时存在而延长其运行能力，以这种方式构成的发动机保持相对简单和便宜。
在一实施例中，霍尔效应推进器具有磁路；以及在子午线半平面上的截面中，磁路是马蹄形的，具有通向喷嘴的下游端的气隙；使得磁路适于在磁路的气隙中产生磁场。
气隙中产生的磁场较佳地是大致径向的。
术语“上游”和“下游”在本文中相对于推进气体在由喷嘴的中心轴线限定的方向上的正常流动方向进行定义。
磁场不一定在整个气隙中产生，而是在其至少一部分中产生，通常位于其下游端。子午线半平面是由轴线(具体来说是喷嘴的轴线)限定的半平面。
在该实施例中，能够在喷嘴中获得磁场，尤其是因为不像大多数常规化学推进器喷嘴一样是中空的且空的，而是该喷嘴包含磁路的一部分。磁路的该内部通常布置在喷嘴的轴线上，并且传统上是轴对称形状，或者甚至是围绕轴线的旋转体的形状。
其中磁路的截面为马蹄形的子午线半平面较佳地围绕喷嘴的轴线有规律地角度分布。理想地，磁路在每个子午线半平面中呈现一个这样的截面，即围绕喷嘴的轴线经过360°。
较佳地，在子午线半平面视图中，化学推进器的燃烧室布置在磁路内部。
在一实施例中，喷嘴具有环形的轴向截面，并且穿过磁路的气隙。气隙因此也具有环形轴向截面。术语“轴向截面”在本文中用于表示在垂直于喷嘴的轴线的平面中的截面。
在一实施例中，磁路具有位于喷嘴周围的至少一个外磁芯和位于喷嘴径向内侧的内磁芯，并且在子午半平面上的截面中，所述内芯以及所述至少一个外芯的截面形成所述马蹄形的分支。
在一实施例中，霍尔效应推进器还包括适于在喷嘴中产生电场的电路，并且电路包括分别布置在磁路的气隙的上游和下游的阳极和阴极。
阳极和阴极可以以各种方式布置。
在一实施例中，阳极包括喷嘴的一部分。例如，它可以构成喷嘴的壁的一部分。
在另一实施例中，阳极设置在喷嘴内。
在一实施例中，并且特别是在上述实施例中，阳极与喷嘴电绝缘。
阳极可以布置在用于将流体(推进剂喷射器)喷射到用于化学推进器的燃烧室中的喷射器附近，和/或用于霍尔效应推进器的粒子喷射器附近：即作为一般规则完全在发动机中的流体流动路径的上游端处。
在一实施例中，在轴向上在气隙的水平处，喷嘴的内壁和外壁由电绝缘材料制成。
喷嘴的这些内壁和外壁可以尤其由陶瓷材料制成，由于其电、磁和耐腐蚀特性而特别合适。例如，绝缘壁可以由两个电绝缘环形成，这两个电绝缘环分别在其内侧和外侧上限定所述气隙。
在一实施例中，喷嘴在上游端处具有燃烧室，燃烧室连接到下游端处的发散部分。
霍尔效应推进器还包括至少一个粒子喷射器。在一实施例中，粒子喷射器适于将粒子喷射到所述燃烧室中。
粒子可以是惰性气体，例如氙气。
本发明还提供了一种包括至少一个如上所述的发动机的航天航空器。
附图说明
通过阅读借助非限制示例给出的两个实施例的下文详细描述能良好地理解本发明并且本发明的优点能更佳地呈现。该描述参照附图，附图中：
·图1是包括本发明的发动机的第一实施例的航天航空器的轴向截面的局部示意图；以及
·图2是图1所示发动机的局部示意立体图。
图1和2示出了本发明的发动机10。它形成航天航空器100(在本例中是卫星)的一部分。
具体实施方式
发动机是既能够作为化学推进器又能作为霍尔效应推进器工作的混合动力发动机。为了使其能够用作化学推进器或作为霍尔效应推进器，发动机10连接到推进剂罐(未示出；可以有单种推进剂或两种推进剂)，并且还连接到推进气体罐。
发动机10通常为绕轴线X的回转体的形式。
其布置在围绕轴线X基本上为圆柱形的壳体20内。壳体的第一轴向端部22(其上游端)由垂直于轴线X的基本平坦的端壁24封闭，而另一端26(其下游端)部分地由同样垂直于轴线X的基本平坦的端壁25封闭。端壁25具有穿过其中的宽环形通道28，以喷射气体。
端壁25通常为垂直于轴线X的盘的形式。由于环形通道28的存在，端壁25由盘56和径向围绕环形通道28设置的环形圈58构成。圈58与壳体20一体形成。
发动机10包括化学推进器11。
化学推进器11具有布置在壳体20内部的喷嘴30。
喷嘴30具有围绕轴线X的大致环形形状。更一般地，喷嘴30也可以是轴对称的。然而，作为替代，能够设想非轴对称的形状，例如，横截面是椭圆形或跑马场形。
无论喷嘴30是旋转体还是轴对称的形状，喷嘴30通常是环形的，因此不仅具有径向外壁34，而且具有径向内壁32。
这些壁围绕轴线X同心。
喷嘴30在上游端(图1中的左侧)关闭，并在下游端打开。
从上游到下游，喷嘴30首先具有燃烧室36、然后是喉部38、接着是发散部分40。这些元件被布置成使得发动机10能够作为化学推进器11操作。
化学推进器11还具有用于注入推进剂的注射器42。它们布置成使得推进剂能够在燃烧室36的上游端喷射。为此，它们通过馈送回路44连接到推进剂源(未示出)。
发动机10还具有霍尔效应推进器50。该推进器50首先包括磁路52。
磁路52包括：壳体20本身，其由铁磁材料制成并因此形成外部磁芯；由铁磁材料制成的端壁24和25；以及沿轴线X延伸的具有轴形式的中心磁芯54。构成端壁25的一部分的盘56形成轴54的下游端。
磁路52的上述元件被布置在一起，以使得磁场能够没有损失地通过磁路。
为了保护喷嘴的下游部分免受磨损，并且为了容纳在磁路的气隙中形成的电子云，壁32和34的轴向下游部分由陶瓷材料制成的环形成，给予相应的附图标记82和84。这些环位于磁路52的气隙的水平处。
磁路52还具有内环形线圈70和外环形线圈72，其用于产生使霍尔效应推进器能够操作所需的磁场。这两个线圈围绕轴线X同心地形成。线圈70在壁32内部围绕轴54(径向地)(即，在轴54和壁32之间)形成。线圈72形成在圆柱形壳体20的内侧面上，更确切地说形成在喷嘴30的内侧面与外壁34之间。
在轴向上，线圈70和72在喷嘴30的喉部38的稍下游放置。以更一般的方式，这些线圈可以沿轴线X轴向定位在从上游端的燃烧室到位置紧接在下游端的陶瓷环82和84的上游的任何水平处。
线圈70和72由电能源(未示出)供电。
在磁路52中，中心磁芯54和外磁芯(壳体20)布置成具有相反极性。
磁路52布置成在环形通道28中产生基本上径向的磁场，从而构成磁路52的气隙。
在其它实施例中，磁路可以具有与磁路52的结构不同的结构。重要的是，磁路适合于在霍尔效应推进器的喷射通道(特别是通道28)中产生径向磁场。。
磁场的强度从喷射通道28到喷嘴的喉部38逐渐减小。在所示的实施例中，磁场(其在与通道28的最大轴向水平处)被内部和外部磁屏蔽件77衰减，以便减小阳极62附近的磁场强度。
这些屏蔽件分别形成在壳体20的内表面和轴54的外表面上，并且它们机械地支承线圈70和72。
线圈70和72是大致圆柱形的线圈，其中每匝基本上是围绕轴线X的圆圈的形式。在另一个实施例中，线圈72可以被多个相同的线圈72替换，每个线圈72围绕平行于轴线X的相应轴线，线圈72围绕喷嘴30的外壁34轴对称地布置。
喷嘴30的下游部分穿过或延伸到磁路52的气隙28中。
在子午线半平面(图1)上的截面中，磁路因此是马蹄形的，具有朝向喷嘴30的下游端26敞开的气隙28。从端壁24开始，分别由形成马蹄形的两个分支的外壳20的在外侧的部分和中心芯54在内侧的部分构成马蹄形状。
推进器50还具有电路60。该电路包括沿着发散部分40约一半处轴向定位的阳极62、位于喷嘴30的端部26下游的阴极64以及将阳极62连接到阴极64的电压源66。
以更一般的方式，阳极62可以沿轴线X轴向位于从在上游端处的燃烧室到在下游端处的陶瓷环82和84的紧接上游的位置的任何水平处。
阳极62主要由喷嘴30的内壁34构成，因此其被嵌入喷嘴30中，同时与其电绝缘。
阴极64在外侧(即，在轴54的下游)紧固在盘56上。在图2中，阴极64以虚线绘出。
阴极64通过在喷嘴30的内壁32内部通过的电缆连接到电压源66。
有利地，该电缆穿过轴54内部。
最后，在喷嘴30的上游端，推进器包括推进气体喷射器75。这些喷射器布置成使得推进气体能够被喷射到燃烧室36的上游端。为此，它们通过注入回路76连接到推进气体源(未示出)。推进气体可以是氙气，其具有高分子量和相对低的电离势的优点。然而，如在其它霍尔效应推进器中，可以使用各种各样的推进气体。
发动机10具有两种主要操作模式，即电推进和化学推进。
对于化学推进，推进剂经由注射器42注入燃烧室36中。它们在燃烧室中燃烧；燃烧气体由喉部38和发散部分40加速，并且经由喷嘴30的下游开口28高速喷射。
对于霍尔效应推进，发动机10如下操作。
当氙气用作推进气体时，在喷嘴30的下游端下游的阴极64和阳极62之间建立通常为150伏(V)至800V量级的电压。然后阴极64开始发射电子，其中大部分被捕获在由磁路52产生的磁场所形成的磁围场中，该磁场适应于所需的性能和所使用的推进气体，并且当使用氙作为推进气体时，通常为100高斯(G)至300G量级。被捕获在该磁围场中的电子因此形成虚拟阴极网格。
只要推进气体继续经由喷射器75注入喷嘴30，高能量电子(通常为10电子伏特(eV)至40eV)就从磁围场朝向阳极62逃逸。这些电子和推进气体的原子之间的撞击使推进气体电离，然后通过线圈70和72产生的电场E朝着喷嘴30的下游端26加速推进气体。由于推进气体离子的质量为大于电子质量的几个数量级，所以磁场不以与限制电子相同的方式限制离子。推进器50因此产生等离子体射流，其以非常高的速度通过喷嘴30的下游端喷射，从而产生与中心轴线X大致对准的推力。
推进器50的操作类似于文献US2003/0046921A1中描述的推进器的操作。
可选地，发动机10还可以包括位于环82和84下游的附加喷嘴段，用于在化学推进器运行时能够额外地膨胀燃烧气体。
因此，喷嘴30的环形形状使其不仅可用作在化学推进期间用于推进剂燃烧和燃烧气体喷射的通道，而且还可用作电操作期间的离子加速通道。具体地，具有轴形式的磁芯54在喷嘴的轴线上的布置不以任何方式妨碍化学推进器11的操作。此外，阴极在端壁25下游的定位和由轴54的端部保护(阴极64与盘56的中心直接接触)使得能够确保阴极不与燃烧气体流接触，其不能暴露很长时间。
虽然参考特定的实施例来描述本发明，但清楚的是，可对该实施例进行修改和变化而不超出如权利要求所限定的本发明的总体范围。此外，实施例中所提及的单独的特点可在额外的实施例中组合。因此，说明书和附图应当理解为说明而非限制。

Claims (11)

1.一种航天航空器发动机(10)，包括具有用于喷射燃烧气体的喷嘴(30)的化学推进器(11)，其特征在于，所述发动机包括霍尔效应推进器(50)，所述霍尔效应推进器(50)布置成使得所述喷嘴在所述霍尔效应推进器(50)操作时用作由所述霍尔效应推进器喷射的粒子的喷射通道。
2.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于：
所述霍尔效应推进器(50)具有磁路(52)；以及
在子午线半平面上的截面中，所述磁路是马蹄形的，具有通向所述喷嘴的下游端(26)的气隙(28)；
使得所述磁路适于在所述磁路的气隙中产生磁场。
3.根据权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述喷嘴(30)具有环形的轴向截面，并且穿过所述磁路(52)的气隙。
4.根据权利要求3所述的发动机，其特征在于，所述磁路具有位于所述喷嘴(30)周围的至少一个外磁芯(20)和位于所述喷嘴径向内侧的内磁芯(54)，并且在子午半平面上的截面中，所述内芯以及所述至少一个外芯的截面形成所述马蹄形的分支。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的发动机，其特征在于，所述霍尔效应推进器还包括适于在所述喷嘴中产生电场的电路(60)，并且电路包括分别布置在所述气隙(28)的上游和下游的阳极(62)和阴极(64)。
6.根据权利要求5所述的发动机，其特征在于，所述阳极(62)包括所述喷嘴(30)的一部分。
7.根据权利要求5所述的发动机，其特征在于，所述阳极(62)布置在所述喷嘴内并且与所述喷嘴电绝缘。
8.如权利要求2至7中的任一项所述的发动机，其特征在于，在轴向上在所述气隙(28)的水平处，所述喷嘴的内壁和外壁(32、34)由电绝缘材料、尤其是陶瓷制成。
9.如权利要求1至8中的任一项所述的发动机，其特征在于，所述喷嘴在上游端处具有燃烧室(36)，所述燃烧室连接到下游端处的发散部分(40)。
10.根据权利要求9所述的发动机，其特征在于，所述霍尔效应推进器还包括适于将粒子喷射到所述燃烧室(36)中的至少一个粒子喷射器(72)。
11.一种航天航空器，包括至少一个根据权利要求1至10中任一项所述的发动机(1)。
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