[发明专利]吸气式太阳能热微推力器

说明书

技术领域

本发明属于航天器推进系统技术领域，特别涉及一种吸气式太阳能热微推力器。

背景技术

现代卫星可运行轨道越来越低，甚至出现了运行在距离地面120～300km大气层内的超低轨道卫星，这类卫星运行时需要进行姿态调控和阻力补偿，常规化学推进技术通过燃烧推进剂由热能转化为动能产生推力推进轨道卫星变轨，然而产生的推力值过大无法满足卫星的姿态精确调控；电推进的推力值范围为0.1～0.005N之间，推力值过小，卫星变轨时耗时长需要消耗大量的电能。目前运行轨道在120～300km的轨道卫星，运行方式均采用常规化学推进，尚未采用太阳能推进的新型推进方式，太阳能热推进的推力范围在0.02～2N之间与120～300km的轨道卫星受到的迎风阻力范围相同，卫星变轨时推力适中不需要太多时间，非常适用于该类卫星的姿态调控与阻力补偿。

发明内容

为克服现有技术中的不足，本发明将吸气式冲压推进技术与太阳能热推进技术结合，设计出一种吸气式太阳能热微推力器，来流空气经过微推力器的进气道压缩后通过汇聚的太阳能加热为高温气体，经喷管喷出后产生推力，是一种新型微推力器。

本发明“吸气式太阳能微推力器”，包括：主体1、进气道2、扩压管3、聚光系统，换热结构4、喷管5。所述主体1为立方体构型。所述进气道2的入口位于主体1侧面，进气道2、扩压管3、换热结构4与喷管5依次密闭相连，喷管7的出口位于与进气道2的入口所在侧面相对的另一侧面。

所述进气道2为旋转体结构，所述旋转体的母线由两段曲线2.1、2.2构成，所述曲线2.1、2.2由截取圆周的1/4段获得，曲线2.1向内凹，其所在圆周的圆心A在所述旋转体外，曲线2.2向外凸，其所在圆周的圆心B在所述旋转体内，曲线2.1位于进气道4的入口端，曲线2.2位于进气道2的出口端，曲线2.2的自由端C距离旋转对称轴2.3的垂直距离与扩压管3的入口的半径相等。进气道2之所以采用这种先凹后凸结构，是因为气流通过进气道时会在进气道前端产生脱体激波减速增压变为亚声速气流，而顺时针凸构型更容易形成漩涡阻塞进气道，使进气量大大减少，因此在气流刚进入进气道时，应先采用凹型圆弧结构。所述进气道表面还可以采用耐高温2000K以上的涂层，例如SiC或Al₂O₃。

所述扩压管3为轴对称结构，进口端3.1设计为圆形，与进气道2的出口密闭连接，出口端3.2设计为方形结构，与换热结构4的入口密闭衔接，在扩压管3壁面的中部位置存在数个沿扩压管周向均匀排布的小孔3.3，作为加入补充推进剂的入口；经过进气道激波后的来流可以看做亚音速的连续流，进入扩压管3进一步进行减速增压。采用前圆后方结构设计的优点为：扩张的构型可以减轻进气道的出口所受压力，防止回流产生；由于采用方形结构换热层板对气流加热，扩压管出口设计为方形有利于与换热结构进行衔接，避免气流泄露。

所述聚光系统包括：反射镜6、主聚光器7、二次聚光器8和支撑杆9、；所述主聚光器7由位于主体上表面的凹面构成，所述凹面呈旋转抛物面设计；抛物面的几何中心处有一圆孔7.1，半径为R₄用于放置二次聚光器8的透镜，圆孔面积与二次聚光器8的透镜接收面的面积相等；圆孔7.1四周均匀分布着螺纹孔9.1，支撑杆9一端插入螺纹孔9.1内，通过螺纹连接的方式固定反射镜与主聚光器；反射镜6的镜面为凹面，所述凹面也呈旋转抛物面设计，反射镜6的凹面朝向主聚光器7的凹面；反射镜6和主聚光器7的对称轴重合；主聚光器7与反射镜6二者的旋转抛物面焦点重合，使由主聚光器7反射并形成汇聚的光束经反射镜6反射后变为平行光均匀照射到二次聚光器8的透镜表面；同时反射镜6上表面的位置应低于所述微推力器上表面以减少迎风阻力。

由于主聚光器7裸露在高速稀薄气流环境中对太阳光线进行聚焦，表面温度在2000K左右，所以主体1采用耐高温材料，例如钼金属材料；同时为了更进一步的增加隔热效果，可以在主聚光器7表面涂有耐高温涂层以克服1800～2000K的高温，例如可选用Al₂O₃作为涂层，熔点温度为2322K，表面经过抛光处理，可以进行有效的隔热。

反射镜6同样采用耐2000K以上高温材料，例如钼金属轧制而成，反射镜6的凹面采用抛光处理减少漫反射，同时还镀有银色耐高温涂层，例如Al₂O₃，可以进行隔热，并防止光线透过反射镜造成能量损失。