CN116771548A - 一种空间用化学-电弧组合动力推力器及其运用方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空间用化学‑电弧组合动力推力器及其运用方法，包括喷注器、阴极、燃烧室、阳极、电源和推进剂供应系统；喷注器同轴密封设置在燃烧室的上游段，喷注器分别与化学氧化剂供应组件和化学燃料供应组件相连接，能向燃烧室内喷注氧化剂和燃料；阳极同轴设在燃烧室尾端，且具有拉瓦尔喷腔；阳极与电源正极相连接；阴极同轴插设在喷注器的中心，且与电源负极相连接；电源具有低电压模式和高电压模式。本发明将化学推进和电弧推进有效集成，使得同一个推力器能实现化学推进和电弧推进的交替工作，在结构简化的同时，既能满足航天器需要完成规避空间碎片、轨道转移等快速机动任务时，还能完成轨道保持、姿态微调、完成深空探测任务。

Description

一种空间用化学-电弧组合动力推力器及其运用方法

技术领域

本发明涉及航天器空间推进技术领域，特别是一种空间用化学-电弧组合动力推力器及其运用方法。

背景技术

随着航天任务场景的不断拓展，为满足日益增长的高效利用空间任务需求，未来航天器推进系统需要具备比冲可变、推力可调、绿色无毒等能力特征。目前，大多数航天器采用的是传统化学推进，然而其比冲较低，导致所需携带的推进剂较大，降低了有效载荷占比，并且很难实现推力器性能的精确控制。相比而言，电弧推进作为电推进技术的典型代表，结构简单，在比冲和推力控制方面都有着更大的优势，但由于其推力相对化学推进方式较小，很难支撑快速机动等姿轨控任务。

由此可见，两种推进方式各自的特点和适用范围不同，在单独执行任务时存在一定的局限，无法满足复杂航天任务的既定要求，而同时搭载多个不同类型的推力器又会使得系统结构复杂化。因此，航天器亟需一种能够实现化学、电推进一体化的推进装置。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种空间用化学-电弧组合动力推力器及其运用方法，该空间用化学-电弧组合动力推力器及其运用方法将化学推进和电弧推进有效集成，使得同一个推力器能实现化学推进和电弧推进的交替工作，在结构简化的同时，能更好的满足空间推进的不同任务需求。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种空间用化学-电弧组合动力推力器，包括喷注器、阴极、燃烧室、阳极、电源、化学氧化剂供应组件、化学燃料供应组件和电推进工质工作应组件。

喷注器同轴密封设置在燃烧室的上游段，喷注器分别与化学氧化剂供应组件和化学燃料供应组件相连接，能向燃烧室内喷注氧化剂和燃料。

阳极同轴设置在燃烧室尾端，且具有拉瓦尔喷腔；阳极与电源正极相连接。

阴极同轴插设在喷注器的中心，且阴极具有指向拉瓦尔喷腔喉部的尖端。

阴极与电源负极相连接；电源具有低电压模式和高电压模式。

电推进工质工作应组件能向燃烧室内供应电推进工质。

还包括阴极支架和绝缘壳。

阴极的上游端从喷注器外侧面伸出，并同轴安装在阴极支架中。

绝缘壳同轴套设在阴极支架外周。

还包括罩壳，罩壳同轴套设在绝缘壳、燃烧室和阳极外周。

电推进工质为化学氧化剂供应组件中的氧化剂或化学燃料供应组件中的燃料。

电推进工质工作应组件包括旋转进气管，旋转进气管呈螺旋式绕设在阴极外周；旋转进气管的进气端与化学氧化剂供应组件或化学燃料供应组件相连接。

阴极的材料为耐高温和耐电弧烧蚀的铈钨；阳极材料为耐高温和耐电弧烧蚀的不锈钢、钼或钨。

一种空间用化学-电弧组合动力推力器的运行方法，具有化学推进模式和电推进模式两种工作模式；通过控制氧化剂、燃料和电推进工质的启动时机，以及电源工作模式的选择，能使组合动力推力器实现两种工作模式的切换。

当具有组合动力推力器的航天器需要完成快速机动任务时，采用化学推进模式，为航天器提供大推力；当航天器需要进行轨道姿态保持和调整时，采用电推进模式，对航天器的推力进行精准调控。

化学推进模式的工作过程，包括如下步骤：

步骤A1、喷注化学推进剂：化学氧化剂供应组件向喷注器供给设定压力P1的氧化剂，化学燃料供应组件向喷注器供给设定压力P2的燃料；喷注器通过喷孔将氧化剂和燃料均雾化混合并向燃烧室内进行喷注；其中，设定压力P1和P2均不低于8.0Mpa。

步骤A2、点火：待燃料和氧化剂的混合物填充整个燃烧室时，电源工作模式选择为低电压模式，从而使得与电源相连接正负极相连接的阳极和阴极之间形成设定电压U1的低脉冲电压，低脉冲电压将使得燃烧室内混合均匀的化学推进剂，在邻近收缩段的燃烧室发生点火燃烧，实现设定推力的化学推进；其中，设定电压U1的电压范围为80～100v。

电推进模式的工作过程，包括如下步骤：

步骤B1、供应电推进工质：电推进工质工作应组件能向燃烧室内呈旋流式供应电推进工质。

步骤B2、长电弧放电：在电推进工质供应的同时，电源工作模式选择为高电压模式，因而，与电源相连接正负极相连接的阳极和阴极之间具有设定电压U2的高电压，阴极尖端产生放电电弧，放电电弧在电推进工质的压力冲击下，形成放电长电弧；长电弧一方面能将一部分电推进工质电离形成等离子体维持长电弧，另一方面能加热剩余电推进工质，使其受热膨胀后从阳极加速喷出，形成反作用推力。

本发明具有如下有益效果：

1、本发明将喷注器、燃烧室与电弧推进需要的阴极、阳极集成于同一个推力器上，共用燃烧室、喷管等结构。集成后的推力器能分别工作在化学和电弧两种推力模式下，兼顾了两种推进方式大推力、高比冲的优势，满足复杂航天任务的既定需求。

2、本发明与原本电弧推力器结构相近，易于实现，且加工技术成熟；本发明充分利用电弧推力器内部空间，并结合其结构简单的特点，实现其与化学推力器的巧妙组合。也即本发明在不影响电弧推力器本身结构的基础上，利用电弧推力器两种放电模式的特点，将化学推进和电弧推进组合在一起，并提出了化学-电弧组合动力空间推力器中化学推力模式和电推力模式单独工作的具体实施方法。

3、本发明通过调整推进剂的流量供应与两极间电源装置的输入功率，实现推力器在两种推力模式下工作。

4、本发明的化学推力模式和电推力模式可共用推进剂甲烷、氢气、过氧化氢等，节省推进剂储箱和管路等空间，便于推力器质量和结构的优化。

附图说明

图1显示了本发明一种空间用化学-电弧组合动力推力器的结构示意图。

图2显示了本发明中喷注器的结构示意图。

图3显示了本发明中推进剂供应系统示意图。

图4显示了本发明中化学推进模式的工作原理示意图。

图5显示了本发明中电推进模式的工作原理示意图。

其中有：

1.阴极支架；2.绝缘壳；3.旋转进气管；4.阴极；5.燃料输入管路；6.轴向进气管；7.燃烧室；8.喷注器；9.上喷口；10.喉部；11.阳极；12.下喷口；13.罩壳。

具体实施方式

下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。

如图1所示，一种空间用化学-电弧组合动力推力器，包括喷注器8、阴极4、燃烧室7、阳极11、电源、推进剂供应系统、阴极支架1、绝缘壳2和罩壳13。

喷注器同轴密封设置在燃烧室的上游段，喷注器的结构同目前液体火箭发动机常用的平面喷注器大致相同，优选如图2所示，为平面环形结构，具有燃料输入管路5和氧化剂输入管路。

进一步，喷注器基体内设有沿雾化后火焰喷射方向设置的多个混合区，各混合区与氧化剂输入管路及燃料输入管路分别连通，以使氧化剂和燃料在高压下呈夹角喷入混合区，实现雾化和充分混合。在该喷注器中，燃料与氧化剂分别密封于不同推进剂的流动通道，也可以一定程度上避免液体发动机发生起火、爆炸等危险。

如图3所示，推进剂供应系统包括化学氧化剂供应组件、化学燃料供应组件和电推进工质工作应组件。

上述化学燃料供应组件包括燃料充填装置、高压气瓶和燃料箱；其中，燃料充填装置用于向燃料箱充填燃料，燃料优选为煤油、甲烷或氧等；高压气瓶用于向燃料箱增压；燃料箱则用于向喷注器供给设定压力P2的燃料。由于选取高压氮气作为增压气体，贮存于高压气瓶内，一般设定供以燃料至孔板入口处的压力P2不低于8.0Mpa，以实现较好的雾化效果。

上述化学氧化剂供应组件包括氧化剂充填装置、高压气瓶和氧化剂箱。其中，氧化剂充填装置用于向氧化剂箱充填氧化剂，氧化剂优选为氧或过氧化氢等；高压气瓶用于向氧化剂箱增压。

上述电推进工质工作应组件能向燃烧室内供应电推进工质。进一步，电推进工质优选为化学氧化剂供应组件中的氧化剂或化学燃料供应组件中的燃料。本实施例中，电推进工质优选为化学氧化剂供应组件中的氧化剂。

因而，本发明中的电推进工质工作应组件能共用化学氧化剂供应组件中的氧化剂充填装置、高压气瓶和氧化剂箱。也即氧化剂箱具有两路氧化剂输入管路，其中，位于喷注器中的氧化剂输入管路称为轴向进气管6，则另一路氧化剂输入管路则为旋转进气管3，旋转进气管呈螺旋式绕设在阴极外周；轴向进气管和旋转进气管的进气端均与氧化剂箱相连接，也即氧化剂箱能向轴向进气管(喷注器)和旋转进气管分别提供设定压力P1的氧化剂，分别通过流量控制阀门实现两路氧化剂输入管路的自动切换。由于选取高压氮气作为增压气体，贮存于高压气瓶内，一般设定供以氧化剂至孔板入口处的压力P1不低于8.0Mpa，以实现较好的雾化效果。

本发明推进剂供应系统的设置，具有如下两个方面的优势：

一方面，当前航天器大多采用可自发燃烧的肼类物质作为化学推进剂工质，而肼类推进剂无法满足未来航天器推进系统的绿色无毒要求，而以氧-氧、氧-甲烷、氧-煤油等为代表的绿色无毒推进剂组合存在无法自燃的问题，需要配备额外的点火器，且一般需要安装多个火药点火器来实现多次启动，增大了推进装置结构的复杂度。本发明正好可以较好解决该问题：在未来空间化学推进剂向无毒绿色发展的背景下，本装置通过阴极与阳极间形成的电弧实现点火，解决了两种无法自发反应的推进剂的点火问题，不需要再配备点火装置，使两种工作模式的结合在结构上的复用程度增加，也使得推力器能够根据任务需求进行多次点火。

另一方面，对于现有有毒自燃推进剂，主要是肼类推进剂，它既可以作为化学推进模式下的燃料，又可以作为电弧推进模式下的工质，形成肼电弧推进，从而实现推进剂复用，显著简化推进剂供应系统。

阳极同轴设置在燃烧室尾端，且具有拉瓦尔喷腔；拉瓦尔喷腔沿轴向依次具有上喷口9(也即收缩段)、喉部10和下喷口12(也即扩张段)。

上述阳极材料优选选用耐高温和耐电弧烧蚀的不锈钢、钼或钨。

上述阴极优选通过阴极支架1同轴插设在喷注器的中心，阴极具有指向拉瓦尔喷腔喉部的尖端。进一步，阴极支架的外周设置有绝缘壳2，优选采用不锈钢制成。

上述阴极材料优选选用电子发射能力强、有良好耐高温性和耐电弧烧蚀性的铈钨。因而，在电推进模式下有较好的等离子体放电性能，且不会对化学推进模式下的燃烧反应造成影响。

在电推进模式下，由于电弧中心温度可达20000K以上，远高于化学推进模式下燃烧室内部的工作温度，上述选取的阳极和阴极材料均具有足够的耐高温特性，故能够很好的在两种工作模式下工作，而产生很少的烧蚀。

装置中心带有尖端的圆柱形阴极轴向总长度为L，阳极喷管约束通道喉径d_t(一般选择0.4～0.6mm)，约束通道长度l_con(一般为1～10cm)，喷管面积比ε＝喷管出口截面积/喷管喉部面积，一般为130～450。

上述电源，也称电源调理单元，电源正极与阳极连接，电源负极与阴极相连接，电源具有低电压模式和高电压模式。

进一步，绝缘壳、燃烧室和阳极外周均同轴套设有罩壳，罩壳和绝缘壳，均采用绝缘材料制成，优选选用云母陶瓷或氮化硼陶瓷。

一种空间用化学-电弧组合动力推力器的运行方法，具有化学推进模式和电推进模式两种工作模式；通过控制氧化剂、燃料和电推进工质的启动时机，以及电源工作模式的选择，能使组合动力推力器实现两种工作模式的切换。

本发明较好结合了化学发动机大推力和电弧推力器高比冲、推力可调等优势，使其综合性能得到提升，任务种类覆盖更广。

当具有组合动力推力器的航天器需要完成规避空间碎片、轨道转移等快速机动任务时，采用化学推进模式，为航天器提供大推力；当航天器需要进行轨道保持、姿态微调、完成深空探测时，采用电推进模式，对航天器的推力进行精准调控。

一、化学推进模式的工作过程，包括如下步骤：

步骤A1、喷注化学推进剂：化学氧化剂供应组件向喷注器供给设定压力P1的氧化剂，化学燃料供应组件向喷注器供给设定压力P2的燃料；喷注器通过喷孔将氧化剂和燃料均雾化混合并向燃烧室内进行喷注。

步骤A2、点火：待燃料和氧化剂的混合物填充整个燃烧室时，电源工作模式选择为低电压模式，从而使得与电源相连接正负极相连接的阳极和阴极之间形成设定电压U1的低脉冲电压，低脉冲电压将使得燃烧室内混合均匀的化学推进剂，在邻近收缩段的燃烧室形成如图4所示的不稳定的短电弧，短电弧处高温引燃燃烧室内已雾化且混合充分的燃料，使得燃烧室内充满高温高压燃气，在收缩段处加速，并由下喷口高速排出，形成推力，实现设定推力的化学推进。

上述设定电压U1的电压范围优选为80～100v。此时，能产生电弧、实现点火即可，不要求电弧的稳定，从而能节省能量。

二、电推进模式的工作过程，包括如下步骤：

步骤B1、供应电推进工质：电推进工质工作应组件能向燃烧室内呈旋流式供应电推进工质。

步骤B2、长电弧放电：在电推进工质供应的同时，电源工作模式选择为高电压模式，因而，与电源相连接正负极相连接的阳极和阴极之间具有设定电压U2的高电压，阴极尖端产生放电电弧，放电电弧在常温电推进工质的适当压力冲击下，形成细长的放电长电弧，并在收缩喷管出口处逐渐扩散开来附着于阳极表面。上述长电弧一方面能将一部分电推进工质电离形成等离子体维持长电弧，另一方面能加热剩余电推进工质，使其受热膨胀后从阳极加速喷出，形成反作用推力。

为使电弧工作模式下推力器有较好的比冲和推进效率，需要推进剂以合适的流量来形成细长电弧(流量太大会使电弧冲断，流量太小电弧不稳定。不同推进剂对应的流量不同，一般在0.001～0.6g/s范围内)，此时电压U2依据工质类型和流量的不同有所区别，一般在120～200V之间。

本发明巧妙实现化学推进燃烧室与电弧两极间结构间隙的共用，将低电压模式下电弧不稳定的缺点转变为化学推进时的点火方式，解决了未来绿色无毒推进剂无法自发点火的问题，避免了繁琐且结构复杂的点火装置，使两种推进器以较低的复杂度实现高程度结构复用。化学推进模式单独工作时，只需以较小功率输入低压脉冲，即可使燃料在燃烧室混合后由两极间形成的电弧引燃；电推进模式工作时，在恰当流量、更高输入功率下形成细长电弧，使电弧推力器达到较好性能。

本发明能在不影响电弧推力器本身结构的基础上，利用电弧推力器两种放电模式的特点，将化学推进和电弧推进组合在一起。以电弧点火的方式取代传统点火装置，简省了化学推进下点火器的结构，提高了组合推进器的小型化集成化程度，在发明改进平面喷注器为环形，使其结构与阴极实现较好兼容。

以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种空间用化学-电弧组合动力推力器，其特征在于：包括喷注器、阴极、燃烧室、阳极、电源、化学氧化剂供应组件、化学燃料供应组件和电推进工质工作应组件；

喷注器同轴密封设置在燃烧室的上游段，喷注器分别与化学氧化剂供应组件和化学燃料供应组件相连接，能向燃烧室内喷注氧化剂和燃料；

阳极同轴设置在燃烧室尾端，且具有拉瓦尔喷腔；阳极与电源正极相连接；

阴极同轴插设在喷注器的中心，且阴极具有指向拉瓦尔喷腔喉部的尖端；

阴极与电源负极相连接；电源具有低电压模式和高电压模式；

电推进工质工作应组件能向燃烧室内供应电推进工质。

2.根据权利要求1所述的空间用化学-电弧组合动力推力器，其特征在于：还包括阴极支架和绝缘壳；

阴极的上游端从喷注器外侧面伸出，并同轴安装在阴极支架中；

绝缘壳同轴套设在阴极支架外周。

3.根据权利要求2所述的空间用化学-电弧组合动力推力器，其特征在于：还包括罩壳，罩壳同轴套设在绝缘壳、燃烧室和阳极外周。

4.根据权利要求1所述的空间用化学-电弧组合动力推力器，其特征在于：电推进工质为化学氧化剂供应组件中的氧化剂或化学燃料供应组件中的燃料。

5.根据权利要求4所述的空间用化学-电弧组合动力推力器，其特征在于：电推进工质工作应组件包括旋转进气管，旋转进气管呈螺旋式绕设在阴极外周；旋转进气管的进气端与化学氧化剂供应组件或化学燃料供应组件相连接。

6.根据权利要求1所述的空间用化学-电弧组合动力推力器，其特征在于：阴极的材料为耐高温和耐电弧烧蚀的铈钨；阳极材料为耐高温和耐电弧烧蚀的不锈钢、钼或钨。

7.一种空间用化学-电弧组合动力推力器的运行方法，其特征在于：具有化学推进模式和电推进模式两种工作模式；通过控制氧化剂、燃料和电推进工质的启动时机，以及电源工作模式的选择，能使组合动力推力器实现两种工作模式的切换。

8.根据权利要求7所述的空间用化学-电弧组合动力推力器的运行方法，其特征在于：当具有组合动力推力器的航天器需要完成快速机动任务时，采用化学推进模式，为航天器提供大推力；当航天器需要进行轨道姿态保持和调整时，采用电推进模式，对航天器的推力进行精准调控。

9.根据权利要求7或8所述的空间用化学-电弧组合动力推力器的运行方法，其特征在于：化学推进模式的工作过程，包括如下步骤：

步骤A1、喷注化学推进剂：化学氧化剂供应组件向喷注器供给设定压力P1的氧化剂，化学燃料供应组件向喷注器供给设定压力P2的燃料；喷注器通过喷孔将氧化剂和燃料均雾化混合并向燃烧室内进行喷注；其中，设定压力P1和P2均不低于8.0Mpa；

步骤A2、点火：待燃料和氧化剂的混合物填充整个燃烧室时，电源工作模式选择为低电压模式，从而使得与电源相连接正负极相连接的阳极和阴极之间形成设定电压U1的低脉冲电压，低脉冲电压将使得燃烧室内混合均匀的化学推进剂，在邻近收缩段的燃烧室发生点火燃烧，实现设定推力的化学推进；其中，设定电压U1的电压范围为80～100v。

10.根据权利要求7或8所述的空间用化学-电弧组合动力推力器的运行方法，其特征在于：电推进模式的工作过程，包括如下步骤：

步骤B1、供应电推进工质：电推进工质工作应组件能向燃烧室内呈旋流式供应电推进工质；

步骤B2、长电弧放电：在电推进工质供应的同时，电源工作模式选择为高电压模式，因而，与电源相连接正负极相连接的阳极和阴极之间具有设定电压U2的高电压，阴极尖端产生放电电弧，放电电弧在电推进工质的压力冲击下，形成放电长电弧；长电弧一方面能将一部分电推进工质电离形成等离子体维持长电弧，另一方面能加热剩余电推进工质，使其受热膨胀后从阳极加速喷出，形成反作用推力。