CN111520301A - 一种无中和器空间电推进装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种无中和器空间电推进装置，包括供电系统、放电模块、进气模块和引出模块，所述供电系统包括射频电源、分配器及匹配器，所述放电模块包括电离容器和射频线圈，所述进气模块与所述电离容器连通，所述射频电源通过所述分配器及匹配器与所述射频线圈连接，所述射频线圈围绕所述电离容器均匀分布，所述引出模块包括电容和设置在所述电离容器出口处的栅极系统。本发明的有益效果是：提供了一种无中和器空间电推进装置，无需额外的中和器发射电子中和离子束流，减少了与中和器配合使用的配电和配气零部件，有效降低了电推进器整体质量，提高了动力性能，增强了兼容性。
Description
技术领域
本发明涉及空间电推进装置，尤其涉及一种无中和器空间电推进装置。
背景技术
空间电推进技术在100多年前首次提出，自20世纪60年代以来在空间机动任务中一直使用。静电推进器（如代表性的霍尔推力器和离子推力器）在航天活动越来越受欢迎，大约有20%的商业卫星用于完成姿态调整和轨道控制任务。目前，电推进仍处于密集开发中，尤其是新概念电推进的探索，用以解决现有系统无法解决的高精度、长时间、高比冲和推力可调的需求和挑战。基于当前航天任务的发展，空间电推进器研究专注于为精确轨道控制、编队飞行、轨道转移、星际探索等提供符合动力需求的发动机
电推进系统将存储在船上的推进剂的电能转换成动能，从而在给定方向上产生推力。与其他推进系统（例如化学或冷气推进）相比，电力推进的强大优势在于从推进剂的直接良好控制的加速到非常高的速度。在排气速度较高的情况下，相同数量的推进剂可以产生更高的航天器速度增益。目前运行中最强大的等离子体推进系统基于宽波束离子源，在所有这些源中，离子由静电场加速，其中加速电压施加在一组终止等离子体源的导电网格（离子推进器）之间或阳极和外部阴极（霍尔推进器）之间。使用离子源空间应用需要对离子正空间电荷和离子电流进行中和或补偿，以避免充电和光束停滞。通常，中和是通过电子从外部中和器注入到离子羽流中来实现的。然而，中和器是基于热电子发射或不同类型的气体放电的专用装置，通常需要额外的电源和气体注入系统。尽管过去几年在中和器技术方面取得了很大进展，但它仍然是推进器的一部分，具有最短的使用寿命并且在发射期间很脆弱。
近年来，小型航天器的发展越来越火热，它可以独立或组队完成一系列航天任务，有效降低航天活动的风险系数。航天器的小型化需要降低所有子系统的密度，包括推进系统。虽然推进器本身可以相对容易地缩小尺寸，但与较大的系统相比，这些系统的效率非常低。值得注意的是，电力，推进剂消耗，系统质量和尺寸是微型航天器的非常关键参数。这就需要探索新的推进装置，减少传统电推进的系统质量。
因此，如何提供一种无中和器的新型电推进器，以降低系统重量，提高动力性能，增强兼容性是航天电推进领域面临的关键课题。
发明内容
为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种无中和器空间电推进装置。
本发明提供了一种无中和器空间电推进装置，包括供电系统、放电模块、进气模块和引出模块，所述供电系统包括射频电源、分配器及匹配器，所述放电模块包括电离容器和射频线圈，所述进气模块与所述电离容器连通，所述射频电源通过所述分配器及匹配器与所述射频线圈连接，所述射频线圈围绕所述电离容器均匀分布，所述引出模块包括电容和设置在所述电离容器出口处的栅极系统，所述栅极系统包括平行设置的屏栅和加速栅，所述射频电源通过所述分配器及匹配器串联所述电容后与所述屏栅连接，所述加速栅接地。
作为本发明的进一步改进，所述进气模块包括高压气瓶、减压阀、节流阀，所述电离容器的底部设有气体馈入口，所述高压气瓶先后经减压阀、节流阀后与所述气体馈入口连通。
作为本发明的进一步改进，所述气体馈入口的出气端设有气体分散注射器，所述气体分散注射器的出气部分位于所述电离容器的内部，所述气体馈入口的进气端通过进气紧固螺栓连接有进气管，所述进气管通过进气管转接口与所述节流阀的出气端连接。
作为本发明的进一步改进，所述气体分散注射器为陶瓷材料制成。
作为本发明的进一步改进，所述无中和器空间电推进装置还包括发动机框架系统，所述发动机框架系统包括屏蔽罩和发动机底座，所述屏蔽罩与所述发动机底座连接，所述屏蔽罩、发动机底座围合形成安装腔体，所述电离容器固定在所述安装腔体之内。
作为本发明的进一步改进，所述发动机底座上设有进气管件通孔，所述进气紧固螺栓穿设在所述进气管件通孔上，所述栅极系统通过支架螺杆与所述发动机底座连接。
作为本发明的进一步改进，所述栅极系统连接有偏压接线器，所述偏压接线器包括绝缘外套和位于所述绝缘外套之内的偏压接线柱，所述发动机底座上设有偏压接线柱通孔，所述偏压接线器的绝缘外套穿过所述偏压接线柱通孔，所述偏压接线柱与所述栅极系统螺纹连接。
作为本发明的进一步改进，所述屏蔽罩设有避让所述栅极系统引出等离子体的引出通孔。
作为本发明的进一步改进，所述射频电源的频率在电子等离子体频率和离子等离子体频率之间。
作为本发明的进一步改进，所述电容为直流阻断电容。
本发明的有益效果是：通过上述方案，提供了一种无中和器空间电推进装置，无需额外的中和器发射电子中和离子束流，减少了与中和器配合使用的配电和配气零部件，有效降低了电推进器整体质量，提高了动力性能，增强了兼容性。
附图说明
图1是本发明一种无中和器空间电推进装置的示意图。
图2是本发明一种无中和器空间电推进装置的进气模块和放电模块的示意图。
图3是本发明一种无中和器空间电推进装置的进气模块和放电模块的主视图。
图4是图3的剖面图A-A。
图5是本发明一种无中和器空间电推进装置的发动机底座的示意图。
图6是本发明一种无中和器空间电推进装置的偏压接线器的剖面示意图。
图7是本发明一种无中和器空间电推进装置的剖面示意图。
图8是本发明一种无中和器空间电推进装置的有屏蔽罩的示意图。
图9是本发明一种无中和器空间电推进装置的无屏蔽罩的示意图。
具体实施方式
下面结合附图说明及具体实施方式对本发明作进一步说明。
如图1至图9所示，一种无中和器空间电推进装置，包括供电系统、电离容器7、将气体输送至电离容器7内的进气模块、将电离容器7内的气体电离得到等离子体的放电模块和将电离容器7内的等离子体引出的引出模块，所述进气模块与所述电离容器7连通，所述供电系统包括射频电源1、分配器及匹配器2，射频线圈8和电离容器7构成了放电模块，所述射频电源1通过所述分配器及匹配器2与所述射频线圈8连接，所述射频线圈8围绕所述电离容器7均匀分布，所述引出模块包括电容3和设置在所述电离容器7出口处的栅极系统29，所述栅极系统29包括平行设置的屏栅5和加速栅4，所述射频电源1通过所述分配器及匹配器2串联所述电容3后与所述屏栅5连接，所述加速栅4接地，电离容器7优选为圆筒状，射频电源1发出的功率，经分配器及匹配器2分配给放电模块和引出模块，完成气体电离获得等离子体，以及等离子体加速引出获得推力。
如图1至图9所示，所述进气模块包括高压气瓶10、减压阀12、节流阀11，所述电离容器7的底部设有气体馈入口9，所述高压气瓶10先后经减压阀12、节流阀11后与所述气体馈入口9连通。
如图1至图9所示，所述气体馈入口9的出气端设有气体分散注射器13，所述气体分散注射器13的出气部分位于所述电离容器7的内部，所述气体馈入口9的进气端通过进气紧固螺栓16连接有进气管18，所述进气管18通过进气管转接口17与所述节流阀11的出气端连接。
如图1至图9所示，所述气体分散注射器13为陶瓷材料制成。
如图1至图9所示，所述无中和器空间电推进装置还包括发动机框架系统，又称发动机系统，所述发动机框架系统可以根据航天器平台需求调整尺寸，所述发动机框架系统包括屏蔽罩27和发动机底座31，所述屏蔽罩27与所述发动机底座31连接，所述屏蔽罩27、发动机底座31围合形成安装腔体，所述电离容器7固定在所述安装腔体之内。
如图1至图9所示，所述发动机底座31上设有进气管件通孔22，所述进气紧固螺栓16穿设在所述进气管件通孔22上，所述栅极系统29通过支架螺杆28与所述发动机底座31连接，发动机底座31上设有推力器支架孔21，用于安装支架螺杆28，所述发动机底座31上设有推力器安装孔20，用于安装无中和器空间电推进装置。
如图1至图9所示，所述栅极系统29连接有偏压接线器，所述偏压接线器包括绝缘外套26和位于所述绝缘外套26之内的偏压接线柱25，所述发动机底座31上设有偏压接线柱通孔23，所述偏压接线器的绝缘外套26穿过所述偏压接线柱通孔23，所述偏压接线柱25与所述栅极系统29螺纹连接。
如图1至图9所示，所述屏蔽罩27设有避让所述栅极系统29引出等离子体的引出通孔。
如图1至图9所示，射频电源功率经分配器及匹配器2调节完成气体放电和等离子体加速排出，可以完成等离子体通量和能量的独立控制，射频电源1频率在电子等离子体频率和离子等离子体频率之间。
如图1至图9所示，所述电容3优选为直流阻断电容，栅极系统29的屏栅5通过直流阻断电容与射频电源2串联，加速栅4接地。
如图1至图9所示，发动机框架系统尺寸可以根据实际需求调整，可以独立组装，再通过推力器安装孔20与航天器平台整装。
如图1至图9所示，屏蔽罩27和发动机底座31包围整个发动机系统，起到屏蔽电磁辐射和支撑保护作用，屏蔽罩27用不锈钢或者其它电磁屏蔽材料。
如图1至图9所示，供电和配气管路均通过发动机底座31与发动机系统相连接。
如图1至图9所示，电离容器7一端连接气体分散注射器13，另一端与栅极系统29相连，电离容器7为圆柱形，材料为陶瓷或其它耐高温绝缘材料。
如图1至图9所示，进气管18材料为不锈钢，气体分散注射器13材料为陶瓷。
如图1至图9所示，进气模块负责将供气系统输送的工质气体导入电离容器7，工质气体依次经过进气管转接口17、进气管18，最后由气体分散注射器13将气体均匀地注入电离容器7四周电离容器7和进气管8通过进气紧固螺栓16紧密地连接在一起，进气紧固螺栓16穿过推力器发动机底座上的进气管件通孔22起到支撑的作用。
放电模块的作用是电离进气模块输送的气体得到等离子体，射频线圈8围绕电离容器7均匀分布，通过固定在底座上的射频连接器与同轴电缆相连接。分配器及匹配器2将射频电源1发出的高频功率供给射频线圈8，由电流产生射频磁场，射频磁场又感应产生了射频电场。由射频电场对低气压条件下电离容器7内的电子加速，接着由这些电子产生密集等离子体，射频线圈15的能量通过震荡磁场被耦合给了等离子体。
引出模块的作用是将组成等离子体的离子加速引出，离子加速排出，电推进器获得反向推力。同时，引出模块排出等电量的电子中和离子束流，进而获得中性等离子体束流。引出模块中的栅极系统29与传统两栅极离子推力器类似，主要部件是加速栅4和屏栅5；不同之处在于，配电方式。与传统直流配电方式不同，本发明采用射频配电，屏栅5通过串联的直流阻断器电容连接射频供电系统，加速栅4接地并且同样与射频电源串联。当电离容器7内获得密集等离子体后，栅极系统加载射频电，根据自偏压原理，会在在栅极间产生时间平均的电场，方向由屏栅5指向加速栅4。由于电场的存在，离子不断加速引出，电子则在屏栅5电压接近零，栅极间等离子体鞘层塌陷时排出。
该装置的配电和配气管路均通过发动机底座31完成电能和工质气体输送，放电模块的配电电路由供电系统引出后通过射频线圈接线柱通孔24与射频线圈8相连接，引出模块的配电由放电模块引出后通过偏压接线柱通孔23与栅极系统29相连接。偏压接线器30的偏压接线柱25从绝缘外套26中穿过，再与栅极相连，绝缘外套26可以防止接线柱与发动机底座31短路，并且可以起到支撑的作用，此外还能防止偏压接线柱25周围异常放电的产生。屏蔽罩27可以起到屏蔽射频泄露的作用，同时保护发动机内部结构。
本发明提供的一种无中和器空间电推进装置，工质气体由进气模块，依次经高压过气瓶10，以及一系列的减压阀12和节流阀11进入通过气体馈入口9到达电离容器7。电离容器7外面绕有多匝线圈制成的射频线圈8，射频线圈8接通射频电源后，在电离容器7内分布有变化的电磁场，气体在强电场作用下电离得到等离子体；栅极模块接入一定频率的射频电源后在加速栅4和屏栅5之间获得直流电场，等离子体中的离子在电场作用下不断加速排出，电子在栅极间等离子体鞘层塌陷时的极短时间内排出，电子、离子相互中和，从而获得中性束流。供电系统主要包括射频电源1、分配器及匹配器2，，为电推进器发动机等离子体电离阶段和加速阶段提供电能；通过分配器可以调节电离和加速的功率，电离阶段的功率可以控制等离子体束流的通量，加速阶段的功率可以控制等离子体束流的能量，从实现等离子体束流通量和能量的独立控制。
本发明提供的一种无中和器空间电推进装置，优点是结构简单，安装便捷，栅极系统、供气系统和供电系统可以独立组装再整装，便于生产加工。发动机尺寸可以根基实际航天器平台要求进行调整，兼容性强。通过控制分配器，可以实现等离子体束流能量和通量的独立控制。无需额外的中和器发射电子中和离子束流，减少了与中和器配合使用的配电和配气零部件，有效降低了电推进器整体质量。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种无中和器空间电推进装置，其特征在于：包括供电系统、放电模块、进气模块和引出模块，所述供电系统包括射频电源、分配器及匹配器，所述放电模块包括电离容器和射频线圈，所述进气模块与所述电离容器连通，所述射频电源通过所述分配器及匹配器与所述射频线圈连接，所述射频线圈围绕所述电离容器均匀分布，所述引出模块包括电容和设置在所述电离容器出口处的栅极系统，所述栅极系统包括平行设置的屏栅和加速栅，所述射频电源通过所述分配器及匹配器串联所述电容后与所述屏栅连接，所述加速栅接地。
2.根据权利要求1所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述进气模块包括高压气瓶、减压阀、节流阀，所述电离容器的底部设有气体馈入口，所述高压气瓶先后经减压阀、节流阀后与所述气体馈入口连通。
3.根据权利要求2所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述气体馈入口的出气端设有气体分散注射器，所述气体分散注射器的出气部分位于所述电离容器的内部，所述气体馈入口的进气端通过进气紧固螺栓连接有进气管，所述进气管通过进气管转接口与所述节流阀的出气端连接。
4.根据权利要求3所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述气体分散注射器为陶瓷材料制成。
5.根据权利要求3所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述无中和器空间电推进装置还包括发动机框架系统，所述发动机框架系统包括屏蔽罩和发动机底座，所述屏蔽罩与所述发动机底座连接，所述屏蔽罩、发动机底座围合形成安装腔体，所述电离容器固定在所述安装腔体之内。
6.根据权利要求5所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述发动机底座上设有进气管件通孔，所述进气紧固螺栓穿设在所述进气管件通孔上，所述栅极系统通过支架螺杆与所述发动机底座连接。
7.根据权利要求5所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述栅极系统连接有偏压接线器，所述偏压接线器包括绝缘外套和位于所述绝缘外套之内的偏压接线柱，所述发动机底座上设有偏压接线柱通孔，所述偏压接线器的绝缘外套穿过所述偏压接线柱通孔，所述偏压接线柱与所述栅极系统螺纹连接。
8.根据权利要求5所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述屏蔽罩设有避让所述栅极系统引出等离子体的引出通孔。
9.根据权利要求1所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述射频电源的频率在电子等离子体频率和离子等离子体频率之间。
10.根据权利要求1所述的无中和器空间电推进装置，其特征在于：所述电容为直流阻断电容。
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| EP4271144A1 (en) * | 2022-04-29 | 2023-11-01 | Vassilios Horozoglou | Synchronous polyphase alternating current electrostatic ion thruster (space-it) for propulsion of spacecraft, such as for example satellites, mini-rockets, etc |
| US12030673B2 (en) | 2022-04-29 | 2024-07-09 | Vassilios Horozoglou | Synchronous polyphase alternating current electrostatic ion thruster (SPACE-IT) for propulsion of spacecraft, such as for example satellites, mini-rockets, etc |
| CN115163439A (zh) * | 2022-07-22 | 2022-10-11 | 上海易推动力科技有限公司 | 一种低功率空心阴极推进系统 |
| CN115426760A (zh) * | 2022-08-15 | 2022-12-02 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种高真空环境用等离子体源自启动装置 |
| CN115426760B (zh) * | 2022-08-15 | 2023-10-13 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种高真空环境用等离子体源自启动装置 |
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| CN111520301B (zh) | 2022-08-05 |
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Inventor after: Yang Zhi Inventor after: Zhu Yu Inventor after: Luo Chalin Inventor before: Cao Yong Inventor before: Yang Zhi Inventor before: Zhu Yu Inventor before: Luo Chalin Inventor before: Quan Lulu |
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| GR01 | Patent grant | ||
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