一种空间电推力器羽流中和器制造技术

本发明专利技术公开了一种空间电推力器羽流中和器，中和器包括点火极、顶孔板、加热器、热屏蔽筒、发射体和支撑管，发射体安装在支撑管的内部，顶孔板挡在发射体外并与支撑管固定连接，加热器安装在支撑管外部与发射体相对应的位置，加热区包覆整个发射体，加热器外包裹有绝缘陶瓷层；热屏蔽筒罩设在加热器外部，并与加热器及其绝缘陶瓷层之间设有间隙，点火极安装在顶孔板的下游，并与顶孔板的小孔之间设有间隙，点火极的中心孔与顶孔板的小孔同轴。本发明专利技术通过热电子电离气体放电的方式产生大量的电子，持续发射的电子电流密度高，气体放电稳定后可自加热维持放电，节省系统功耗；等效电位低，推力器有效加速电压较高，推力器的比冲高。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属航天领域，具体的，涉及一种空间电推力器羽流中和器，适用于霍尔、离子、微波和场发射等电推力器的羽流中和。
技术介绍
电推进具有很高的喷气速度，相对化学推进具有比冲高的显著特点，可广泛应用于航天器轨道转移、轨道维持、姿态控制、无拖曳控制、深空探测主推进等任务，显著节省推进剂、增加航天器寿命或减小运载需求。随着空间推进技术的发展，电推进从上世纪九十年代开始商业应用，成功应用于上百个航天器，美、欧、俄、日等航天大国已将电推进作为空间力量竞争、深空探测和商业应用的标志性因素，他们视电推进技术为未来航天器的关键技术，应用领域包括航天器的姿态控制、阻力补偿、位置保持、轨道转移及战时轨道机动与重新定位等。霍尔、离子、微波等离子体和场发射等电推力器是目前空间应用较广、研究较多的几种推力器。它们的工作原理类似，都是先将推进剂电离为离子，然后通过高压电场加速离子使其高速喷出产生反作用力，加速产生的离子需要外部提供电子流中和，使推力器喷出的羽流为电中性，避免航天器带电。载人空间站等大型航天器在中低轨道环境中受冷稠等离子体和二次电子等因素的诱发，大型高压光伏太阳阵的使用，会引起航天器表面严重的不等量充电。电推进中和器可以作为一个低能等离子体源，在航天器表面与空间等离子体之间建立一个低阻抗的等离子体桥，形成一个电荷泄放通道，控制航天器相对于空间环境的电位，确保空间站运行和航天员的出舱活动的安全。传统真空电子
电子源的工作原理与电推力器中和器相似，都必需在真空环境下工作，通过外部电源加热发射体达到工作温度发射热电子，依靠外部高电压形成的电场引出电子。但是，真空电子源中寿命上万小时产品的发射电流一般为微安或毫安级，需要工作在真空度优于1×10-4Pa的超高真空环境，发射电流达到几安培或几十安培的产品需要数千伏高压和数千瓦的持续供电，发射的电子电流等效电位较高。空间电推进领域的推力器工作时必需通入一定流量的推进剂介质，地面试验环境真空度一般为5×10-3Pa左右，推力器的局部真空度达到几百到上千帕，推进剂对发射体材料有一定的污染，因此真空电子
的电子源不适合空间电推进系统使用。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种空间电推力器羽流中和器，采用一种新型结构，通过热电子电离气体放电的方式产生大量的电子，持续发射的电子电流密度高，气体放电稳定后可自加热维持放电，节省系统功耗；等效电位低，推力器有效加速电压较高，推力器的比冲高；可用于霍尔、离子、微波和场发射等电推力器的羽流中和，完成卫星等航天器的轨道转移、姿态控制和阻力补偿等空间推进任务；还可以用于空间站等大型低轨航天器，作为等离子体接触器控制表面电位，保证航天器安全。为解决上述技术问题，本专利技术的实施例提供一种空间电推力器羽流中和器，中和器包括点火极、顶孔板、加热器、热屏蔽筒、发射体和支撑管，发射体安装在支撑管的内部，顶孔板挡在发射体外并与支撑管固定连接，加热器安装在支撑管外部与发射体相对应的位置，加热区包覆整个发射体，加热器外包裹有绝缘陶瓷层；热屏蔽筒罩设在加热器外部，并与加热器及其绝缘陶瓷层之间设有间隙，减少热传导，提高防辐射效率，点火极安装在顶孔板的下游，并与顶孔板的小孔之间设有间隙，点火极的中心孔与顶孔板的小孔同轴。其中，所述的中和器为气体放电型电子源，工作环境真空度优于5×10-3Pa。其中，所述发射体采用低逸出功函的电子发射材料。其中，所述发射体为氧化物发射体、钡钨发射体或硼化镧发射体中的一种。其中，所述的热屏蔽筒采用耐高温材料制备，比如钼、钽、铌、钛。其中，所述加热器采用耐高温材料，比如钨、钽。其中，点火极为开放式或封闭式，必需与其它部分绝缘，同时与顶孔板2保持适当距离，点火极上可施加正电压形成局部强电场，利于电子引出。本专利技术中气体工质必需采用与霍尔或离子推力器主放电室相同的推进剂为工质，严格控制水、氧等对发射体材料有害成份含量，优选氙和氪等高纯度惰性气体，发射体工作温度维持方式，必需是气体电离后，离子受电场吸引向发射体运动的能量转换作为主要能量来源，如果无法保持放电后持续温度工作，可以保留一定比例的加热功率作为能量补充，一般维持放电的加热功率为点火过程加热功率的10～30％。本专利技术的上述技术方案的有益效果如下：可以用于空间霍尔、离子、微波和场发射等电推力器的羽流中和，避免对航天器产生有害影响，提高系统效率和可靠性，完成航天器的轨道转移、姿态控制和阻力补偿等空间推进任务，节省推进剂，提高我国卫星的在轨工作时间。本专利技术的中和器还可以作为等离子体接触器，用于空间站等大型航天器在空间运行的表面电位主动控制，防止航天器表面局部电荷积累造成静电放电，保证航天器对接、宇航员出舱等活动的安全。附图说明图1为本专利技术实施例一种空间电推力器羽流中和器的结构示意图。图2为本专利技术实施例一种空间电推力器羽流中和器一个实施例的结构示意图。图3为本专利技术实施例一种空间电推力器羽流中和器的工作原理图。图中，1：点火极；2：顶孔板，3：加热器；:4：热屏蔽筒；5：发射体；6：支撑管；n：中性离子；i+：离子；e-：电子；具体实施方式为使本专利技术要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。实施例1如图1所示，中和器包括点火极1、顶孔板2、加热器3、热屏蔽筒4、发射体5和支撑管6，发射体5安装在支撑管6的内部，顶孔板2挡在发射体5外并与支撑管6固定连接，加热器3安装在支撑管6外部与发射体5相对应的位置，加热区包覆整个发射体5，加热器3外包裹有绝缘陶瓷层；热屏蔽筒4罩设在加热器3外部，并与加热器3及其绝缘陶瓷层之间设有间隙，减少热传导，提高防辐射效率，点火极1安装在顶孔板2的下游，并与顶孔板2的小孔之间设有间隙，点火极1的中心孔与顶孔板的小孔同轴，中和器的发射极材料采用钡钨发射体，支撑管和热屏蔽筒采用钨，顶孔板采用钨，加热器采用钨丝，加热器陶瓷采用电泳氧化铝陶瓷，点火极采用不锈钢材料、圆筒封闭式结构，点火极与顶孔板的距离为3mm。中和器测试采用三极管方式工作，工作原理图见图3，工作环境真空度不低于5×10-3Pa。当氙气工质流量为0.15～0.4mg/s，加热功率40～70W,点火电压为50～300V时，加热4～7分钟中和器放电，发射电子电流达到2～3A时实现自加热稳定工作(加热器功率可以完全关闭)，可以满足功率660W的霍尔推力器或离子推力器羽流中和需要。实施例2如图1所示，中和器包括点火极1、顶孔板2、加热器3、热屏蔽筒4、发射体5和支撑管6，发射体5安装在支撑管6的内部，顶孔板2挡在发射体5外并与支撑管6固定连接，加热器3安装在支撑管6外部与发射体5相对应的位置，加热区包覆整个发射体5，加热器3外包裹有绝缘陶瓷层；热屏蔽筒4罩设在加热器3外部，并与加热器3及其绝缘陶瓷层之间设有间隙，减少热传导，提高防辐射效率，点火极1安装在顶孔板2的下游，并与顶孔板2的小孔之间设有间隙，点火极1的中心孔与顶孔板的小孔同轴。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种空间电推力器羽流中和器，其特征在于，中和器包括点火极、顶孔板、加热器、热屏蔽筒、发射体和支撑管，发射体安装在支撑管的内部，顶孔板挡在发射体5外并与支撑管固定连接，加热器安装在支撑管外部与发射体相对应的位置，加热区包覆整个发射体，加热器外包裹有绝缘陶瓷层；热屏蔽筒罩设在加热器外部，并与加热器及其绝缘陶瓷层之间设有间隙，减少热传导，提高防辐射效率，点火极安装在顶孔板的下游，并与顶孔板的小孔之间设有间隙，点火极的中心孔与顶孔板的小孔同轴。

【技术特征摘要】
1.一种空间电推力器羽流中和器，其特征在于，中和器包括点火极、顶孔板、加
热器、热屏蔽筒、发射体和支撑管，发射体安装在支撑管的内部，顶孔板挡在发射体5
外并与支撑管固定连接，加热器安装在支撑管外部与发射体相对应的位置，加热区包覆
整个发射体，加热器外包裹有绝缘陶瓷层；热屏蔽筒罩设在加热器外部，并与加热器及
其绝缘陶瓷层之间设有间隙，减少热传导，提高防辐射效率，点火极安装在顶孔板的下
游，并与顶孔板的小孔之间设有间隙，点火极的中心孔与顶孔板的小孔同轴。
2.根据权利1所述的空间电推力器羽流中和器，其特征在于，所述的中和器为气
体放电型电子源，工作环境真空度优于5×10-3Pa。
3.根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：乔彩霞，康小录，余水淋，唐海辰，杭观荣，赵震，刘冬梅，梁爽，张岩，薛伟华，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31