[发明专利]一种可自冷却的吸气式射频等离子体电推力器

说明书

本发明提出一种可自冷却的吸气式射频等离子体电推力器，包括进气道、电离室和喷管，进气道分为主进气道和副进气道，主进气道与电离室联通，电离室的外围设置有冷却流道，副进气道联通导气道，导气道与冷却流道之间通过冷却流道入口联通，冷却流道与电离室之间通过冷却流道出口联通；主进气道摄取的气体直接进入电离室进行电离，副进气道摄取的气体经导气道导流至冷却流道入口，经冷却流道入口进入冷却流道对电离室进行冷却后经冷却流道出口进入电离室进行电离，进入电离室的两股气流被电离后经喷管加速，从而使推力器产生推力。本发明提供的冷却设计具有结构简单、能量利用率高的优点。

技术领域

本发明主要涉及到电推力器技术领域，尤其是一种可自冷却的吸气式射频等离子体电推力器。

背景技术

地球的超低轨道空间具有发射成本低、利于对地观测和通信的显著优势，近年来，随着吸气式电推进技术的发展，人们对这一高度的轨道空间展现出了极大的开发热情。在这一高度的卫星会受到无法忽略的气动阻力，因此无法在这一高度长期工作，而吸气式电推力器则可以通过特殊的进气装置捕获轨道空间稀薄的大气，对其进行电离加速后获得推力，推力补偿能够对气动阻力给卫星带来的冲量损失，因此吸气式电推力器将可以使得卫星长期在超低轨道空间工作。吸气式电推力器需要长期为卫星提供推力补偿，长期工作会导致内部产生大量的焦耳热，因此需要设计相应的冷却装置。

现有的吸气式电推力器中大多都未考虑冷却问题，而设计有冷却装置的电推力器都是额外携带制冷机对推力器进行冷却，这无疑会增加推力器的体积和质量，使得推力器的设计和发射成本大大增加。

发明内容

针对现有技术存在的技术问题，本发明提出一种可自冷却的吸气式射频等离子体电推力器，其通过对其结构进行特殊设计，使其摄取的气体中一部分会经过冷却流道对推力器的高温部分进行冷却，随后该部分气体还会进入电离室中电离加速，该种冷却设计具有结构简单、能量利用率高的优点。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种可自冷却的吸气式射频等离子体电推力器，包括推力器外壳以及设置在推力器外壳内的进气道、电离室和喷管，所述进气道分为主进气道和副进气道，所述主进气道与电离室联通，电离室联通喷管，所述电离室的外围设置有冷却流道，所述副进气道联通导气道，所述导气道与所述冷却流道之间通过冷却流道入口联通，所述冷却流道与所述电离室之间通过冷却流道出口联通；

所述主进气道摄取的气体直接进入电离室进行电离，所述副进气道摄取的气体经所述导气道导流至所述冷却流道入口，经所述冷却流道入口进入所述冷却流道对所述电离室进行冷却后经所述冷却流道出口进入电离室进行电离，进入电离室的两股气流被电离后经喷管加速，从而使推力器产生推力。

进一步地，本发明所述进气道入口为蜂窝形结构，由众多进气孔呈蜂窝状紧密排布而成，位于中部的多层进气孔作为主进气道进气口，其余位于外围的一层或一层以上的进气孔作为副进气道进气口。

进一步地，本发明所述主进气道呈喇叭状，所述主进气道顺其气流流向方向呈抛物线型截面渐缩式结构。

进一步地，本发明所述主进气道其内侧壁上涂有镀铝反射材料。

进一步地，本发明所述电离室和喷管采用装配式的分体设计或者采用一体式设计。

进一步地，本发明所述主进气道、电离室和喷管依次连接且同轴设置。

进一步地，本发明所述导气道为导气道外壳和推力器外壳之间的环形通道，导气道外壳将主进气道后段、电离室以及喷管套装在其内部，导气道外壳与其内侧的主进气道外侧壁、电离室外侧壁以及喷管外侧壁之间的环形空间形成冷却流道。

进一步地，本发明中，靠近所述喷管末端的导气道外壳上开设有多个呈环形分布的第一导气孔，第一导气孔作为冷却流道入口；在冷却流道内的主进气道外侧壁上或靠近主进气道端的电离室外侧壁上开设有多个呈环形分布的第二导气孔，第二导气孔作为冷却流道出口。