【《吸气式电推进研究现状的文献综述》3300字】

吸气式电推进研究现状的文献综述国外研究现状吸气式电推进的相关研究最早始于冷战时期，1959年美国Demetriades提出了推进流体集聚器(PROFAC)概念，该装置可以在轨道上收集、液化、储存空气作为推进剂，利用核能作为电能来源驱动磁流体动力推力器抵消大气阻力[28]。后来随着电推进技术的快速发展和空间任务朝着超低轨道的拓展，继美国之后，欧洲、日本和俄罗斯等国家都逐渐开展了大量吸气式电推进理论、仿真和实验研究。日本Nishiyama[11]在2003年提出吸气式ECR电推进概念，可维持航天器在150~200km轨道长时间运行。该系统由进气道、放电腔、离子束加速栅和中和器四部分构成，如图1-5所示。进气道由准直器和反射器组成，准直器的结构为同轴圆柱体间细而长的通道，粒子进入后以大约8km/s的速度与下游的反射器相碰撞，从而获得适于等离子体放电的气体压力，继而在放电腔中通过ECR等离子体源对粒子进行电离加速。此推进系统在150km轨道进行工作时，每年可以节省约200kg的燃料载荷，可以大大提升航天器在超低轨道范围内的任务寿命以及有效载荷。图1-5Nishiyama提出的吸气式ECR电推进[11]2007年，欧空局DiCara提出了一种简单的气动进气道构型[29]，该构型采用蜂巢式进气口，如图1-6所示。DiCara通过直接模拟蒙特卡洛(DirectSimulationMonteCarlo,DSMC)方法对进气道进行数值模拟，结果表明，在0.6m2横截面积的情况下，进气道长度1m时，推进系统入口压强最大可达到10-3Pa，且继续增加进气道长度对压强的影响很小，不同进气道边壁曲率方向对进气道的性能表现影响不大。图1-6DiCara提出的气动进气道[29]2010年，Diamant提出了一种两阶段吸气式霍尔推力器[14]，在试验中使用氙气作为推进工质，试验结果表明两阶段吸气式霍尔电推进在离子能量及散度均有较优表现。2012年，美国BUSEK公司[30]针对行星探测目的提出了应用于火星大气层的吸气式霍尔电推进系统，进气道如图1-7所示。同样采用平行管道作为进气道入口，通过DSMC数值模拟发现在进气道面积为0.15m2的情况下，气体收集效率约为35%，可以将入口压强提升100倍。在1500W功率条件下，该霍尔电推进系统的推力功率比可达到最大值31mN/kW，产生的推力可以补偿火星大气阻力。图1-7BUSEK项目设计的进气道[30]2012年，Pekker提出了适用高度为70~120km的一种吸气式霍尔电推进模型[31]，如图1-8所示，系统无需压缩超低轨道上稀薄气体即可利用霍尔电推进技术将气体完全电离，当输入功率为1.6~2MW时可产生9.1~22N范围内的显著推力，能够补偿航天器在80~90km高度轨道上所受到的的阻力。文中提出的供能方式为从地面发电站产生的电磁波束进行能源供给，其可行性仍待考证。图1-8Pekker提出的吸气式霍尔推进器[31]2012年，Garrigues对在高度250km的轨道上应用吸气式霍尔电推进进行了计算研究[32]，结果表明在1kW功率的条件下，为产生20mN的推力，需要的氧原子与氮气质量流率为3mg/s，这需要系统中存在合适的进气段、储箱、压缩段等构件以提供足够的舱内压强，且推进效率约为10%。进气段可以将环境压强从10-5Pa量级提高到10-3Pa量级，但仍不足以支持电离产生足够的推力，需要更先进的供气技术支持以达到推进系统需求。2013，日本神户大学Masahito教授利用爆轰激光束源模拟140~200km轨道的氮气环境[33]，通过地面试验对吸气式离子电推进的基本特性进行了研究。试验发现，蜂巢型平行进气管道可以保持氮气等离子体压力在10−4Torr以上。在200V的加速电压下，氮气以及原子氧的最大离子束流均为16mA，且都能产生0.13mN的推力。结果证明，推力器最大离子束流与离子种类无关，其最大值受到空间电荷效应的限制，试验还有力地证明了氧原子在推力器内将会结合为氧气分子。该研究采用爆轰激光束源模拟大气环境的试验2014年，华盛顿大学Johnson研究了PPT应用在20~40km高度轨道范围吸气式电推进飞艇的可行性[34]，使用高空气球对吸气式PPT进行了短暂的飞行试验，为吸气式电推进在极低轨道高度的研究打下了基础。PPT的一个优点在于它可以根据放电功率调整脉冲频率，而不影响工作性能[9]，故它作为推进系统在功率有限的条件下具有较大的优势。2015年，俄罗斯Khartov等对吸气式射频离子推力器开展数值仿真研究，分析其可行性[35]，同时进行了射频离子推力器实验研究，以Xe、N2、O2为推进剂对其性能进行了验证实验。2016年，Göksel提出了一种基于磁等离子体压缩器的吸气式推进系统[36]，使推进器阵列能够用以将未来飞行器从地面直接发射至50km高空。经过了地面放电试验以及数值模拟的研究，得到1kHz的脉冲下可以得到50~150kN/m2的推力密度。2017年，意大利Andreussi团队对一种吸气式电推进系统进行了实验研究[37]，系统由一个被动式进气道和一个双级式霍尔推力器组成，采用航天公司SITAEL所研发HT5k产生的羽流模拟200km高度的环境来流。双级式霍尔电推进第一级显示出良好的电离能力，第二级推进器由于电流大于预期，限制了电压和推力，只能够产生6±1mN的推力，无法补偿测量到26±1mN的阻力，不能提供净正推力，有待通过优化设计提升粒子加速性能。2017年，美国科罗拉多大学Jackson对应用于立方星的吸气式电推进进行了概念设计[5]，如图1-9所示。他研究了气体收集效率和粒子电离效率对推力的影响，结果表明：电离效率对推力器克服近地轨道阻力的能力至关重要。如果进气口和电离的综合效率大于或等于9%，则3U型系统能匹配大约300km以上轨道高度的阻力。图1-9Jackson提出的吸气式电推进设计[5]大多数推进系统在超低轨道的含氧环境中都会遇到电极腐蚀的问题。2018年，Romano在Dropmann之前研究的基础上，提出了一种以不带电极的感应等离子体推力器IPG6-S作为推进系统的吸气式电推进概念[38,39]，避免了因推进系统腐蚀而造成的寿命减短。通过试验测量不同质量流率、电压等条件下的等离子体焓值来计算推进系统产生的推力大小，得到在功率0.5~3.5kW范围内，在进气道面积为1m2，气体粒子收集效率为35%的条件下，IPG6-S可以满足200km左右的阻力补偿，证明了为吸气式电推力器提供感性耦合等离子体源的方案是具备可行性的2018年3月，欧空局实现了世界首次吸气式电推进点火试验[40]，其点火图如图1-10所示。在本次试验中，使用了粒子流发生器模拟了200km高度轨道的大气环境，完成了由进气道摄取气体到推进系统点火推进的完整过程，实现吸气式电推进由理论到试验的关键性突破，进一步验证了吸气式电推进概念的可行性与潜力。图1-10氮氧工质推进点火图[40]国内研究现状2015年，兰州空间技术物理研究所LiY等研究设计了一种入口直径为500mm的真空进气装置[41]，如图1-11所示，它由多孔板、大涡轮、小涡轮分子泵和串联的微型涡旋泵组成，采用蒙特卡罗方法对平行进气口、板式换热器和大涡轮进行了研究，实验分析了小涡轮分子泵和微型涡旋泵对进气的压缩效果。实验结果表明，小型涡轮分子泵和微型涡旋泵可以很好地压缩收集到的气体，在气体流速为0~50sccm时，两台泵的总功率处于21.7~105.3W之间，能够获得8.5×104Pa的气压值。图1-11LiY等设计的真空进气装置[41]2018年，任琼英等提出了一种吸气式螺旋波电推进概念[42]，如图1-12所示。该技术是通过在进气道内对来流气体进行预电离，使得进气道内形成等离子体鞘层，这样可以减小气体激波断面的形成，减少粒子逃逸来提高进气道的集气效率，从而提高电推进推力。研究结果表明重量为4~5kg的该电推进系统可以在海拔高度180km的超低轨道上为约1000kg的飞行器提供阻力补偿，可以在不携带推进剂的条件下完成长期工作。图1-12任琼英等提出的吸气式螺旋波电推进技术[42]2020年，杨兆伦等采用蜂窝状的多管状结构与机械泵压缩相配合的集气结构进行计算研究，对吸气式电推进系统在180~240km高度超低轨道运行的可行性进行分析[43]。分析表明，如果要满足航天器产生推力大于所受阻力的基本条件，其电推进总的电功率与轨道迎风面的比值应该大于2kW/m2｡目前研究中存在的问题目前针对吸气式电推进展开了一定的仿真和实验研究，但还存在如下问题：目前吸气式电推进研究中进气道仿真多采用DSMC方法，追踪了每一个粒子的数据，占用存储量大，不能较好的与超低轨道环境的大气特性相结合；而且在稍复杂进气道的3D建模中，不同的网格大小划分会使得计算容易出错，因此其高效性和准确性有待于优化。目前研究中多探讨轨道高度对进气道