离子推力器

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安装在深空一号上的NASA的2.3 kW NSTAR离子推力器正在喷气推进实验室里试验
蘇聯製离子推力器

離子推力器又稱离子推进器離子發動機,其原理是先將氣體電離,然後用電場力將帶電的離子加速後噴出,以其反作用力推動火箭。這是目前已實用化的火箭技術中,最為經濟的一種,因為只要調整電場強度,就可以調整推力,由於比衝(specific impulse)遠大於現有的其它推進技術,因此只需要少量的推進劑就可以達到很高的終端速度,而既然太空船本身不需要攜帶太多燃料,總重量大幅減少後就可以使用較小而經濟的運載火箭,節省下來的燃料更是可觀。

缺點是它的推力很小,目前的離子推進系統只能吹得動一張,無法使太空船脫離地表,而且即使在太空中也需要很長的時間進行加速。离子推力器目前只能应用于真空的环境中。在经过很长时间的持续推进后,将会获得比化学推进快很多的速度,这使得离子推力器被用在远距离的航行中。

历史[编辑]

离子推力器的设想最早是由康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基提出的。 然而,考慮電驅動的第一個文件是羅伯特·戈達德的手寫筆記本,在1906年9月6日的一個條目。[5]離子推進器的第一個實驗是在1916 - 1917年在克拉克大學的Goddard進行的。[6]該技術被推薦用於在高海拔的近真空條件,但是推力是在大氣壓力下用離子化空氣流證明的。這個想法再次出現在Hermann Oberth的“Wege zur Ra​​umschiffahrt”(Ways to Spaceflight)中,在1923年出版,在那裡他解釋了他對電推進質量節約的想法,預測其在航天器推進和姿態控制中的應用,並倡導靜電加速充氣氣體。[4]

工作離子推進器由Harold R. Kaufman在1959年在美國國家航空航天局Glenn研究中心設施建造。它類似於網格靜電離子推進器和用於燃料的汞。在20世紀60年代進行亞軌道試驗,1964年,發動機被送入太空火箭試驗1(SERT 1)的亞軌道飛行。[7] [8]它成功操作了計劃的31分鐘,然後下降到地球。[9]該試驗後於1970年進行軌道試驗SERT-2。[10] [11]

在美國和蘇聯在1950年代和1960年代獨立研究了霍爾效應推進器的另一種形式的電推進。霍爾效應推進器自1972年以來就在蘇聯衛星上運行。直到20世紀90年代,它們主要用於南北和東西方向的衛星穩定。大約100-200發動機完成了蘇聯和俄羅斯衛星的任務,直到20世紀90年代末。[12]蘇聯推進器設計於1992年引入西方,一支由電氣推進專家組成的團隊在彈道導彈防禦組織的支持下參觀了蘇聯實驗室。

一般描述[编辑]

離子推進器使用離子束(帶電原子或分子)根據動量守恆產生推力。加速離子的方法不同,但是所有設計都利用離子的電荷/質量比。該比率意味著相對小的電勢差可以產生高排氣速度。這減少了所需的反應物質或燃料的量,但與化學火箭相比增加了所需的特定功率的量。因此離子推進器能夠實現高的特定脈衝。低推力的缺點是低加速度,因為電力單元的質量與功率量直接相關。這種低推力使得離子推進器不適合將航天器發射到軌道上,但對於在空間推進是有效的。

離子推進器歸類為靜電或電磁。主要區別是加速離子的方法。 靜電離子推進器使用庫侖力並在電場的方向上加速離子。 電磁離子推進器使用洛倫茲力來移動離子。

離子推進器的電源通常是電太陽能電池板,但是在離太陽足夠遠的距離處,使用核電。在每種情況下,電源質量與可以提供的峰值功率成比例,並且對於該應用,兩者都提供對能量的限制。

電推進器傾向於產生低推力,這導致低加速度。使用1g為9.81m / s2; F = m a⇒a= F / m。產生92 mN [13]的推力(力)的NSTAR推進器將加速質量為1 000 kg,0.092 N / 1000 kg = 0.000092 m / s2(或9.38×10-6 g)的衛星。

F = 2 *η* P /(g * Isp)

哪裡

F是在N中的推力(力),η是效率,0和1之間的無量綱值(70%效率是0.7),P是以W計進入推進器的電功率能量,g是常數​​,由於重力9.81 m / s2,Isp是以s為單位的比衝量。

靜電離子推進器[編輯][编辑]

網格靜電離子推進器[編輯]

主要文章:網格離子推進器



圖2:網格靜電離子發動機(多極磁尖點型)的工作原理圖

帶柵的靜電離子推進器通常利用氙氣。這種氣體沒有電荷,並通過用能量電子轟擊它而電離。這些電子可以從熱陰極燈絲提供,並且當在陰極的電場中加速時,落到陽極。或者,電子可以通過由線圈的交變磁場感應的振盪電場加速,這導致沒有陰極(射頻離子推進器)的自我維持放電。

帶正電荷的離子通過由2或3個多孔柵格組成的提取系統提取。在通過等離子體鞘進入網格系統之後,離子通過第一和第二柵格(命名為屏幕和加速器柵格)之間的電勢差加速到(通常)1-2keV的最終離子能量,產生推力。

離子推進器只發射一束帶正電荷的氙離子。為了避免對航天器充電,另一個陰極放置在發動機附近,以向中性靜電荷的離子束中發射電子流。[9]這防止離子束被吸引(並返回)到航天器,取消推力。

網格靜電離子推進器研究(過去/現在): NASA太陽能技術應用準備(NSTAR) - 2,3 kW,用於兩個成功的任務 NASA的進化氙推進器(NEXT) - 6,9 kW,飛行鑑定硬件內置 核電子氙離子系統(NEXIS) 大功率電力推進(HiPEP) - 25 kW,測試示例建立並在地面短暫運行 EADS射頻離子推進器(RIT) 雙級4電網(DS4G)[14] [15]

霍爾效應推進器[編輯]

主要文章:霍爾效應推進器



霍爾推進器示意圖

霍爾效應推進器通過圓柱形陽極和形成陰極的帶負電荷的等離子體之間的電勢加速離子。大量的推進劑(通常是氙)在陽極附近引入,在那裡它離子化並流向陰極;離子朝向並通過它加速,當它們離開以中和電子並且以高速離開推進器時拾取電子。

陽極在圓柱形管的一端。在中心是尖頭,其被纏繞以在其與周圍管之間產生徑向磁場。離子基本上不受磁場的影響,因為它們太大。然而,在尖峰的末端附近產生的用於產生陰極的電子被磁場捕獲並且通過它們對陽極的吸引而保持在適當位置。一些電子向下螺旋向陽極,在霍爾電流中圍繞尖峰循環。當它們到達陽極時,它們撞擊未充電的推進劑並使其被離子化,最終到達陽極並關閉迴路。[16]

場發射電推進[編輯]

主要文章:場發射電推進

場發射電推進(FEEP)推進器使用銫或銦作為推進劑。該設計包括存儲液體金屬的小推進劑儲存器,液體流過的細管或平行板系統以及經過管端大約一毫米的加速器(環或金屬板中的細長孔)。使用銫和銦是因為它們的高原子量,低電離電位和低熔點。一旦液態金屬到達管的端部,施加在發射器和加速器之間的電場使得液體表面變形為一系列突出的尖(“泰勒錐”)。在足夠高的施加電壓下,從錐體的尖端提取正離子。[17] [18] [19]由發射器和加速器產生的電場然後加速離子。外部電子源中和帶正電荷的離子流以防止航天器充電。

電磁推進器[編輯]

脈衝感應推進器

主要文章:脈衝感應推進器

脈衝感應推進器(PIT)使用脈衝而不是連續推力,並且能夠在兆瓦級(MW)的功率水平上運行。 PIT由圍繞發射推進劑氣體的錐形管的大線圈組成。氨是通常使用的氣體。對於每個脈衝,大量電荷在線圈後面的一組電容器中累積並且然後被釋放。這產生在jθ的方向上循環移動的電流。然後,電流在向外徑向方向(Br)上產生磁場,其然後在剛剛沿原始電流的相反方向釋放的氣體中產生電流。該相反電流使氨電離。由於洛倫茲力,由於電場jθ穿過磁場Br,帶正電的離子被加速離開發動機。[20]

磁光動力學/鋰洛倫茲力加速器

主要文章:磁電動力推進器

磁電動(MPD)推進器和鋰洛倫茲力加速器(LiLFA)推進器使用大致相同的想法。 LiLFA推進器由MPD推進器構成。氫,氬,氨和氮可以用作推進劑。在某種配置中,低地球軌道(LEO)中的環境氣體可以用作推進劑。氣體進入主室,在那里通過陽極和陰極之間的電場將其電離成等離子體。該等離子體然後在陽極和陰極之間傳導電流,從而閉合電路。該新電流在陰極周圍產生磁場,其與電場交叉,由此由於洛倫茲力而加速等離子體。

LiLFA推進器使用與MPD推進器相同的概念,具有兩個主要區別。首先,LiLFA使用鋰蒸氣,其可以作為固體儲存。另一個區別是單個陰極被填充到中空陰極管中的多個較小的陰極棒代替。 MPD陰極由於與等離子體的恆定接觸而容易被腐蝕。在LiLFA推進器中,鋰蒸汽被注入到空心陰極中,並且不被電離成其等離子體形式/腐蝕陰極棒,直到它離開管。然後使用相同的洛倫茲力加速等離子體。[21] [22] [23]

2013年,俄羅斯公司化學自動化設計局成功地對他們的MPD發動機進行了長距離太空旅行的台架試驗[24]

無電極等離子推進器[編輯]

主要文章:無電極等離子推進器

無電極等離子體推進器具有兩個獨特的特徵:去除陽極和陰極電極以及節流發動機的能力。電極的去除消除了侵蝕,這限制了其他離子發動機上的壽命。中性氣體首先被電磁波電離,然後轉移到另一個室,在那裡它被振蕩的電場和磁場加速,也稱為自激力。電離和加速階段的這種分離允許節流推進劑流,然後改變推力值和比衝量值。

Helicon雙層推進器[編輯]

主要文章:Helicon雙層推進器

螺旋雙層推進器是一種類型的等離子體推進器,其噴射高速電離氣體以提供推力。在該設計中,氣體被注入到具有一個開口端的管狀室(源管)中。射頻AC功率(在原型設計中為13,56MHz)耦合到纏繞在腔室周圍的特殊形狀的天線。由天線發射的電磁波使氣體分解並形成等離子體。然後天線激發等離子體中的螺旋波,其進一步加熱它。該裝置在源管(在原型中由螺線管提供)中具有大致恆定的磁場,但是磁場發散並且遠離源區域的幅度快速降低,並且可以被認為是一種磁性噴嘴。在操作中,尖銳邊界分離源區內的高密度等離子體和排氣中的低密度等離子體,這與電位的急劇變化相關聯。等離子體性質在該邊界上快速改變,這被稱為無電流雙電層。電勢在源區內比在排氣中高得多,並且這用於限制大部分電子並加速離子離開源區。足夠的電子逃離源區域,以確保排氣中的等離子體總體上是中性的。

VASIMR [編輯]

主要文章:可變特定脈衝磁等離子體火箭

VASIMR或可變特定脈衝磁致伸縮火箭通過使用無線電波將推進劑電離成等離子體,然後通過磁場加速來自火箭發動機背面的等離子體以產生推力而工作。 VASIMR目前由私人公司Ad Astra Rocket公司開發,總部設在德克薩斯州休斯敦,在加拿大NS公司Nautel的幫助下,生產用於電離推進劑的200 kW射頻發生器。一些組件和“等離子體射擊”實驗在位於哥斯達黎加利比里亞的實驗室中進行測試。這個項目由前NASA宇航員Franklin Chang-Díaz博士(CRC-USA)領導。最近哥斯達黎加航天聯盟宣布與該項目合作,為VASIMR外部支持設備安裝在國際空間站的外部,作為在空間測試VASIMR計劃的一部分,這個測試階段現在預計在2016年進行。假定的200兆瓦發動機可以減少從地球飛行到木星或土星從六年到十四個月,火星從6個月到39天的持續時間。[26]

微波電熱推進器[編輯]



推進器部件

推進器部件


放電室

放電室


微波電熱推進器。

根據美國宇航局劉易斯研究中心在20世紀80年代和90年代的研究經費,Martin C. Hawley和Jes Asmussen帶領團隊工程師開發微波電熱推進器(MET)。[27]

在放電室中,微波(MW)能量流入包含高水平離子(I)的中心,導致氣體推進劑中的中性物質電離。激發物質通過低離子區域(II)流出(FES)到中性區域(III),其中離子完成它們的重組,用中性物質(FNS)流向中心替換。同時,能量通過熱傳導和對流(HCC)以及輻射(Rad)損失到室壁。吸收到氣態推進劑中的剩餘能量轉化為推力。

比較[編輯][编辑]

此部分需要其他引用以進行驗證。請幫助改進本文,通過添加引用可靠的來源。沒有資源的材料可能會受到質疑和刪除。 (2009年4月)(了解如何以及何時刪除此模板消息)

一些離子推進器的測試數據


發動機

推進劑

所需電源

(kW)

比衝量

(s)

推力

(mN)

推進器質量

(公斤)

NSTAR氙2.3 3,300至1,700 [28]最多92 [13] NEXT [13] Xenon 6.9 [29] 4,190 [29] [30] [31] 236 [13] [31] NEXIS [32]氙20.5 RIT 22 [33]氙5 BHT8000 [34]氙8 2210 449 25 霍爾效應氙75 [需要引用] FEEP液體銫6×10-5-0.06 6,000-10,000 [18] 0.001-1 [18]

實驗推進器(迄今為止沒有任務)


發動機

推進劑

所需電源

(kW)

比衝量

(s)

推力

(mN)

推進器質量

(公斤)

霍爾效應鉍1,9 [35] 1 520(陽極)[35] 143(放電)[35] 霍爾效應鉍25 [需要引用] 霍爾效應鉍140 [需要引用] 霍爾效應碘0,2 [36] 1 510(陽極)[36] 12,1(放電)[36] 霍爾效應碘7 [37] 1 950 [37] 413 [37] HiPEP氙20-50 [38] 6000-9000 [38] 460-670 [38] MPDT氫1 500 4 900 [需要引用] 26 300 [ MPDT氫3 750 3 500 [需要引用] 88 500 [ MPDT氫7 500 [需要引證] 6 000 [引證需要] LiLFA鋰蒸氣500 4 077 [需要引用] FEEP液體銫6×10-5-0.06 6 000-10 000 [18] 0,001-1 [18] VASIMR Argon 200 3 000-12 000〜5000 [39] 620 [40] CAT [41]氙,碘,水[42] 0,01 690 [43] 1,1-2 <1(73mN / kW) DS4G氙氣燈250 19 300 2 500最大。 5 KLIMT氪0,5 [44] 4 [44]

終身[編輯]

離子推進器的低推力需要長時間的連續推力,以實現特定任務的必要的速度變化(delta-v)。離子推進器設計為連續運行幾周至數年。

靜電離子推進器的壽命受到幾個過程的限制。在靜電柵格設計中,由束離子與中性氣體流產生的電荷交換離子可以朝向負偏置加速器柵格加速並且導致電網腐蝕。當柵格結構失效或柵格中的孔變得足夠大使得離子提取受到顯著影響時,達到壽命終止;例如通過電子回流的發生。網格腐蝕不能避免,是主要的壽命限制因素。全面的網格設計和材料選擇可使生命週期為20 000小時或更長。

NASA太陽能技術應用準備(NSTAR)靜電離子推進器的測試在最大功率下導致30 472小時(大約3.5年)的連續推力。測試後檢查表明發動機沒有接近故障。[45]

NASA進化氙推進器(NEXT)項目持續運行超過48 000小時。[46]該試驗在高真空試驗室中進行。在5 1/2 +年試驗的過程中,發動機消耗了約870公斤氙氣推進劑。對於類似的應用,產生的總脈衝將需要超過10,000千克的常規火箭推進劑。

霍爾推進器遭受陶瓷放電室由於能量離子的衝擊強烈侵蝕:2010年報告的一項測試[47]顯示每百個小時的操作侵蝕約1毫米,雖然這與觀察到的幾個軌道壽命千小時。

NASA的噴氣推進實驗室的離子驅動器已提供連續運行超過3年。[1] [2]

推進劑[編輯]

電離能量代表運行離子驅動器所需的大部分能量。因此,理想的推進劑易於電離並且具有高的質量/電離能比。此外,推進劑不應該侵蝕推進器到任何大的程度以允許長的壽命;並且不應污染車輛。[48]

許多當前設計使用氙氣,因為其容易電離,具有相當高的原子數,是惰性的並且導致低侵蝕。然而,氙氣在全球供應短缺並且昂貴。

較舊的設計使用汞,但是這是有毒和昂貴的,傾向於用金屬污染車輛並且難以精確地進給。

其他推進劑,如鉍和碘,有希望,特別是對於無柵設計,如霍爾效應推進器。[35] [36] [37]

VASIMR設計(和其他基於等離子體的發動機)理論上能夠使用任何材料用於推進劑。然而,在目前的測試中,最實用的推進劑是氬,其相對豐富且廉價。

使用CubeSat雙極推進器(MARS-CAT)任務的電離層研究衛星火星陣列上使用的CubeSat雙極推進器(CAT)提出使用固體碘作為推進劑以最小化存儲容量。

能源效率[編輯]



從靜止加速的車輛(紅色)的瞬時推進效率(藍色)和總效率作為發動機效率的百分比的曲線 - 注意到峰值車輛效率發生在約1.6倍排氣速度。

離子推進器效率是每秒發射的排氣噴嘴的動能除以進入裝置的電功率。

整體系統能量效率由推進效率確定,推進效率取決於車輛速度和排氣速度。一些推進器可以改變操作中的排氣速度,但是所有這些可以設計成具有不同的排氣速度。在Isps的下端,總效率下降,因為電離佔用較大百分比的能量,並且在高端,推進效率降低。

可以計算任何給定任務的最佳效率和排氣速度,以給出最小總成本。

任務[編輯]

離子推進器有許多空間推進應用。最好的應用程序使用長的任務間隔,當不需要顯著的推力。這方面的例子包括軌道轉移,姿態調整,低地球軌道的阻力補償,科學任務的精細調整和推進劑庫之間的貨物運輸,例如化學燃料的貨物運輸。離子推進器還可用於行星際和深空任務,其加速度並不重要。長距離的連續推力可以達到高速度,同時消耗比傳統化學火箭少得多的燃料。

在電推進器中,離子推進器已經受到最嚴重的商業和學術考慮。離子推進器被視為這些任務的最佳解決方案,因為它們需要高速度的變化,但不需要快速加速。

示範車[編輯]

SERT [編輯]

離子推進系統首先在NASA Lewis(現在的Glenn研究中心)任務“太空電子火箭試驗”(SERT)I和II的空間展示。[49] SERT-1於1964年7月20日發射,並成功證明了該技術在空間中的預測。這些是使用汞和銫作為反應物質的靜電離子推進器。 SERT-II於1970年2月3日發射[50] [51],驗證了兩台汞離子發動機運行數千小時的運行時間[52]

操作任務[編輯]

離子推進器通常用於在地球同步軌道上的商業和軍用通信衛星的駐留。蘇聯在這一領域率先使用固定式等離子推進器(SPT)推進器從20世紀70年代初開始。

兩顆地球靜止衛星(ESA的Artemis在2001-03 [53]和美國軍方的AEHF-1在2010-12 [54])使用離子推進器在化學推進劑發動機失效後改變軌道。波音[55]於1997年開始使用離子推進器進行站點保持,計劃於2013-14年提供其702平台的變型,沒有用於軌道提升的化學發動機和離子推進器;這允許針對給定衛星能力的顯著較低的發射質量。 AEHF-2使用化學發動機將近地點升高到10,150英里,並使用電力推進進入地球同步軌道。[56]

地球軌道[編輯]

GOCE [編輯]

歐洲航天局的重力場和穩態海洋環流探測器於2009年3月16日發射。它在其二十個月的任務中使用離子推進裝置,以便在2013年11月11日故意消除之前對抗其在低軌道上經歷的空氣阻力。

在深空[編輯]

深空1

從20世紀90年代末開始,NASA開發了用於星際科學任務的NSTAR離子發動機。它在1998年發射的高度成功的太空探測器“深空”1中進行了空間測試。這是第一次將電推進作為科學任務的行星際推進系統。[49]基於NASA設計標準,休斯研究實驗室開發了用於在地球同步衛星上執行站駐留的氙離子推進系統(XIPS)。休斯(EDD)製造了在航天器上使用的NSTAR推進器。

Hayabusa [編輯]

日本航天局的Hayabusa於2003年發射,成功地與小行星25143 Itokawa會合,並保持幾個月來收集樣品和信息。它由四個氙離子發動機驅動。其氙離子通過微波電子迴旋共振和用於其加速網格的耐侵蝕碳/碳複合材料產生。[57]雖然Hayabusa上的離子發動機存在技術困難,但飛行中的重新配置允許四個發動機中的一個被修復,並允許任務成功地返回地球。[58]

Smart 1 [編輯]

歐洲航天局的衛星SMART-1於2003年使用斯奈克瑪PPS-1350-G霍爾推進器發射,從GTO到月球軌道。這顆衛星于2006年9月3日完成了任務,在月球表面的受控碰撞中,在軌道偏離之後,科學家們可以看到3米的月球在月球的可見一側產生的影響。

黎明[編輯]

黎明於2007年9月27日發射,探索小行星Vesta和矮行星Ceres。它使用三個深空1號遺產氙離子推進器(一次點火一個)。探索其他小行星的擴展任務是可能的。黎明的離子驅動器能夠在4天的連續發射中從0加速到60 mph(97 km / h)。[59]

計劃任務[編輯]

計劃使用離子推進器的幾個任務:

BepiColombo [編輯]

歐洲空間局計劃在2017年向水星發射BepiColombo任務。它使用離子推進器結合揮手到達水星,在那裡一個化學火箭將完成軌道插入。

LISA Pathfinder [編輯]

LISA Pathfinder是在2015年發射的ESA航天器。它不使用離子推進器作為其主要推進系統,但使用膠體推進器和FEEP用於精確的姿態控制 - 這些推進裝置的低推力使得可以移動航天器增量距離準確。它是可能的LISA任務的測試。

國際空間站[編輯]

截至2011年3月,未來推出的Ad Astra VF-200 200 kW VASIMR電磁推進器正在考慮在國際空間站進行測試。[60] [61] VF-200是VX-200的飛行版本。[62] [63]由於來自ISS的可用功率小於200kW,ISS VASIMR將包括一個涓流充電的電池系統,允許15分鐘的推力脈衝。在ISS上測試發動機是有價值的,因為它在相對較低的高度上軌道運行,並經歷相當高的大氣阻力,需要周期性的高度提高。通過化學火箭的高度重新起動滿足這一要求。如果VASIMR重新起動的測試按計劃進行,比衝量的增加意味著燃料成本將是當前2.1億美元年成本的二十分之一。[60]氫氣由ISS作為副產物產生並排放到空間中。

NASA大功率SEP系統演示任務[編輯]

2012年2月,NASA向諾斯羅普·格魯曼公司(Northrop Grumman)授予了一項合同,可以使用能夠擴展到300 kW電力的測試任務(可能使用NEXT發動機)。[64]

火星陣列的電離層研究衛星使用CubeSat雙極推進器[編輯]

MARS-CAT任務是研究火星電離層的兩個6U CubeSat任務。任務將調查其等離子體和磁性結構,包括瞬態等離子體結構,磁場結構,磁活動和與太陽風驅動器的相關性。火星運輸提出了搭載Mars2020使用CubeSat雙極推進器(CAT)燃燒火星軌道插入和站點保持。[43]

应用[编辑]

外部連結[编辑]