CN108612599B - 一种液-电组合空间推力器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种液‑电组合空间推力器，包括燃烧室，催化剂，绝缘体，阳极，喷管，永磁体环和电源系统。所述催化剂颗粒装填于燃烧室内部；所述绝缘体两个端面间开圆形通孔，并安装于燃烧室内，位于催化剂下游(沿推进剂流动方向，下同)；所述阳极几何外形与绝缘体相同，并安装于燃烧室内，位于绝缘体下游；所述喷管与燃烧室尾部连接；所述永磁体环嵌套在燃烧室外部尾端；所述电源系统的正极与阳极相连，负极与催化剂相连。本发明将液体火箭发动机和等离子体火箭发动机集成到一台液‑电组合空间推力器中，使一台发动机具有两种工作模式，飞行器执行低轨道任务时采用燃烧推进剂的方式工作(将推进剂的化学能转化成动能)，飞行器执行高轨道或深空探测任务时采用等离子体推进的方式工作(将电源的动能转化成动能)，使一台推力器可以满足飞行器不同任务需求，从而降低了空间飞行器的总质量。

Description

一种液-电组合空间推力器
技术领域
本发明涉及航天器发动机技术领域，尤其涉及一种用于飞行器姿轨控液-电组合的空间推力器。
背景技术
自从1957年10月4日前苏联发射第一个人造地球卫星以来，人类就从来未停止过对太空的探索的脚步。从阿波罗登月计划到好奇号火星探测器，从国际空间站到天宫二号，世界各国的科学家们用不断的创新探索这个神秘的宇宙。
航天事业的快速发展离不开空间推进技术的支持，空间推进技术经过几十年的发展已经基本可以满足各类航天任务的需求。空间推进作为在火箭推进基础上发展起来的技术按任务性质可以分为：发射、轨道注入、轨道变换和保持、姿态控制四类。如果从能量转化的角度可以分为化学能火箭发动机和等离子体火箭发动机(如图1)。
其中单组元火箭发动机是液体火箭发动机的一个分支，多作为卫星、探测器、飞船、航天飞机等飞行器姿轨控发动机。单组元液体火箭发动机可以满足绝大多数飞行器在近地轨道的使用需求。受限于液体推进剂的性质，化学火箭发动机的比冲最高只能达到500s，所以当执行深空探测任务时只能采用比冲更高的等离子体火箭发动机(比冲最高可达到3000s)。其中微弧阴极火箭发动机属于一种微型等离子体推进装置，其原理如图2所示，其利用电极间击穿产生电弧放电，烧蚀并电离阴极材料，进而产生较高电离度的高速等离子体，电极本身作为推力器的推进剂，利用外加磁场加速聚焦等离子体以产生推力，从推进装置的各种性能指标来看，微弧阴极火箭发动机与传统的微型冷气推进装置、化学微推进相比具有很大的优势，体积小质量轻，同时工作寿命长、产生总冲高等优点。但是作为等离子体推力器的一个分支，该类型的推力器所能提供的推力在微牛量级，无法满足低轨道任务需求。
发明内容
根据上述提出的问题，现有单一的液体火箭发动机或单一的等离子体火箭发动机均不能同时满足飞行器在不同轨道高度对发动机性能的不同需求，而提出一种液-电组合空间推力器。
本发明采用的技术手段如下：
一种液-电组合空间推力器，包括燃烧室，催化剂，绝缘体，阳极，喷管，永磁体环和电源系统。
所述催化剂颗粒装填于燃烧室内部；
所述绝缘体两个端面间开圆形通孔，并安装于燃烧室内，位于催化剂下游(沿推进剂流动方向，下同)；
所述阳极几何外形与绝缘体相同，并安装于燃烧室内，位于绝缘体下游；
所述喷管与燃烧室尾部连接；
所述永磁体环嵌套在燃烧室外部尾端；
所述电源系统的正极与阳极相连，负极与催化剂相连。
所述的催化剂作为等离子发动机中产生离子的阴极。
所述燃烧室和喷管的材料为陶瓷。
本发明具有以下优点：
1.将传统的液体火箭发动机和传统的等离子体火箭发动机集成为一套液-电组合火箭发动机，将催化剂颗粒作为等离子发动机中产生离子的阴极，不需要单独搭载阴极，降低了飞行器的总质量。本发明使一台发动机具有两种工作模式，飞行器执行低轨道任务时采用燃烧推进剂的方式工作(将推进剂的化学能转化成动能)，飞行器执行高轨道或深空探测任务时采用等离子体推进的方式工作(将电源的动能转化成动能)，使一台推力器可以满足飞行器不同任务需求，从而降低了空间飞行器的总质量。
2.将液体火箭发动机中的金属催化剂作为等离子体发动机的阴极，相比于现有的阴极，将催化剂颗粒这种疏松多孔的材料做为阴极工作时更容易产生等离子体射流。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
图1为空间推进发动机的分类框图；
图2为一种微型等离子体推进装置原理框图；
图3是本发明的具体实施方式中一种液-电组合空间推力器的结构示意图。
其中，1、燃烧室，2、导电催化剂，3、绝缘体，4、阳极，5、喷管，6、永磁体环，7脉冲电源。
具体实施方式
如图3所示，当飞行器执行低轨道任务时，飞行器要求姿轨控发动机提供一个推力在1N-20N之间的动力，此时液体推进剂通过图1中推进剂入口101进入到催化剂装填区，推进剂在催化剂的作用下分解成高温高压的燃气，该燃气通过多孔的绝缘体3和阳极4后在喷管的作用下膨胀加速喷出产生目标推力，这个过程将推进剂的内能转化为动能。当飞行器执行高轨道或深空探测任务时，飞行器要求姿轨控发动提供一个比冲达到1000s-3000s之间，此时图3中7电源产生一个800V的脉冲电压，燃烧室内靠近阳极的催化剂颗粒表面会产生离子云，离子云中带正点的离子双极加速原理的作用下向下游流动，当离子穿过阳极后离子在电场和磁场的双重作用下加速喷出产生目标比冲，这个过程将储存电能转化为动能。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及发明构思加以同等替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种液-电组合空间推力器，其特征在与于：燃烧室，导电催化剂，绝缘体，阳极，喷管，永磁体环和脉冲电源；
所述燃烧室为一左端密闭、右端开口的中空圆筒形腔室，燃烧室左端设有推进剂入口；导电催化剂颗粒装填于燃烧室内部；
喷管与燃烧室开口端密闭连接，
所述绝缘体为两个板面间开有圆形通孔的圆形平板，并安装于燃烧室内，圆形平板的四周边缘与燃烧室内壁面相贴接或留有间隙；
所述阳极为两个板面间开有圆形通孔的圆形平板，并安装于燃烧室内，圆形平板的四周边缘与燃烧室留有间隙；
阳极置于绝缘体和喷管之间；催化剂颗粒位于绝缘体与燃烧室左端内壁面之间；所述永磁体环为圆周环型，嵌套在绝缘体所在区域的燃烧室外部；
所述脉冲电源的正极与阳极相连，负极与催化剂相连；将所述的导电催化剂作为等离子发动机中的阴极，产生离子，导电催化剂为金属银催化剂或银合金催化剂；阳极、绝缘体、喷管、燃烧室同轴设置。
2.根据权利要求1所述的液-电组合空间推力器，其特征在于：所述燃烧室和喷管的材料为陶瓷。
3.根据权利要求1所述的液-电组合空间推力器，其特征在于：喷管左侧圆锥台下底面与燃烧室开口端内径相同。
4.根据权利要求1所述的液-电组合空间推力器，其特征在于：通孔为圆形通孔。
5.根据权利要求1所述的液-电组合空间推力器，其特征在于：脉冲电源于阳极与催化剂阴极间施加脉冲电压。
6.根据权利要求1所述的液-电组合空间推力器，其特征在于：所述永磁体环为圆周环型，套设在绝缘体和阳极所在区域的燃烧室外部。
7.根据权利要求1所述的液-电组合空间推力器，其特征在于：喷管为二个上底面相对设置的中空圆锥台形腔室，左侧圆锥台下底面与燃烧室开口端密闭连接。
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