一种空间用微小推力发动机制造技术

本发明专利技术涉及航天推进技术领域，特别是涉及一种空间用微小推力发动机，包括外部支撑筒，外部支撑筒一侧固接有栅极组件，外部支撑筒另一侧固接有法兰盘，法兰盘中部固接有空心阴极组件，空心阴极组件位于外部支撑筒内，栅极组件和空心阴极组件之间设有环形气管，环形气管的一端穿过法兰盘，外部支撑筒外套设有磁场部，磁场部位于远离法兰盘的一端。本发明专利技术可以达到提供一种结构紧凑、比冲高的空间用微小推力发动机的目的。力发动机的目的。力发动机的目的。

【技术实现步骤摘要】
一种空间用微小推力发动机


[0001]本专利技术涉及航天推进
，特别是涉及一种空间用微小推力发动机。

技术介绍

[0002]近地轨道上，微小卫星、微纳卫星已开始大规模使用电推进。微小卫星由于自身体积及供电功率的限制，要求电推进系统具有体积小、功耗低比冲高等特点。目前微小卫星最为常用的有脉冲等离子推进器及场效应静电推进器，质量稍大一点的微小卫星则已经尝试使用霍尔推进，如FalconSat和SpaceX的星链卫星。脉冲等离子推进器效率一般不超过10％，并且寿命偏短，一般用于阻尼补偿和姿态调整，不作为推进使用。场效应静电推进器比冲高，推力小，寿命较长，适合对推力要求不高的长期任务。两者都存在尾部羽流污染微小卫星的风险。而目前卫星平台主流使用的霍尔推进器和离子推进器，存在着小型化难度高的问题，其应用于微纳卫星平台还需进一步优化。因此，因此亟需一种空间用微小推力发动机来解决。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提供一种空间用微小推力发动机，以解决上述问题，达到提供一种结构紧凑、比冲高的空间用微小推力发动机的目的。
[0004]为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：
[0005]一种空间用微小推力发动机，包括外部支撑筒，所述外部支撑筒一侧固接有栅极组件，所述外部支撑筒另一侧固接有法兰盘，所述法兰盘中部固接有空心阴极组件，所述空心阴极组件位于所述外部支撑筒内，所述栅极组件和所述空心阴极组件之间设有环形气管，所述环形气管的一端穿过所述法兰盘，所述外部支撑筒外套设有磁场部，所述磁场部位于远离所述法兰盘的一端。
[0006]优选的，所述栅极组件包括屏栅，所述屏栅与所述外部支撑筒的一端固接，所述屏栅远离所述外部支撑筒一侧设有若干第一绝缘陶瓷和若干加速栅，若干所述加速栅与若干所述第一绝缘陶瓷交替设置，所述加速栅与所述第一绝缘陶瓷固接，所述屏栅与位于端部的所述第一绝缘陶瓷固接。
[0007]优选的，所述空心阴极组件包括热屏筒，所述热屏筒位于所述外部支撑筒内，所述环形气管的端部位于所述述热屏筒外壁与所述外部支撑筒内壁之间的空隙，所述热屏筒与所述法兰盘固接，所述热屏筒内套设并固接有加热部，所述加热部内套设并固接有热丝陶瓷骨架，所述热丝陶瓷骨架内套设并固接有阴极发射部，所述阴极发射部的一端固接并连通有阴极气管，所述阴极气管贯穿所述法兰盘的中心。
[0008]优选的，所述阴极发射部包括阴极管，所述阴极管位于所述热丝陶瓷骨架内，所述阴极管与所述热丝陶瓷骨架固接，所述阴极管内套设并固接有发射体，所述热丝陶瓷骨架套设并固接在所述阴极管外侧，所述发射体靠近所述阴极气管一端固接有底部热屏蔽片，所述发射体远离所述阴极气管一端固接有阴极顶。
[0009]优选的，所述加热部包括加热丝，所述加热丝套设并固接在所述热丝陶瓷骨架的外侧，所述加热丝的一端穿过所述法兰盘。
[0010]优选的，所述热屏筒内套设并固接有热屏蔽层，所述加热丝位于所述热屏蔽层内。
[0011]优选的，所述磁场部包括线圈，所述线圈套设并固接在所述外部支撑筒外侧。
[0012]优选的，所述外部支撑筒的一端固接有第二绝缘陶瓷的一端，所述第二绝缘陶瓷的另一端与所述法兰盘固接。
[0013]本专利技术具有如下技术效果：本专利技术通过空心阴极组件作为电子源，能够提高工质气体利用率及主电离区的工质气体的电离率，从而提高发动机的比冲。同时通过环形气管可以使得主电离区的离子分布更加均匀。使用栅极组件也能够提高和调节发动机的推力，通过磁场部也能增加主电离区的放电效率。
[0014]本专利技术也可用于航天器的表面电位控制及大型真空设备真空室内表面除气，通过调节栅极组件内电压及与空心阴极组件端部之间电势，使得电子或离子束流引出。
[0015]本专利技术主要针对航天推进和真空电子源等。
附图说明
[0016]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0017]图1为本专利技术结构示意图；
[0018]图2为本专利技术实施例2结构示意图；
[0019]图3为本专利技术图2中A处局部放大图；
[0020]其中，1、加速栅；2、屏栅；3、线圈；4、外部支撑筒；5、环形气管；6、热屏筒；7、热屏蔽层；8、热丝陶瓷骨架；9、底部热屏蔽片；10、阴极气管；11、加热丝；12、阴极管；13、发射体；14、阴极顶；15、第一绝缘陶瓷；16、第二绝缘陶瓷；17、法兰盘；18、真空设备；19、偏置电源；20、粒子束；21、导线。
具体实施方式
[0021]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0022]为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。
[0023]参照图1，本专利技术提供一种空间用微小推力发动机，包括外部支撑筒，外部支撑筒一侧固接有栅极组件，外部支撑筒另一侧固接有法兰盘，法兰盘中部固接有空心阴极组件，空心阴极组件位于外部支撑筒内，栅极组件和空心阴极组件之间设有环形气管，环形气管的一端穿过法兰盘，外部支撑筒外套设有磁场部，磁场部位于远离法兰盘的一端。
[0024]使用时，外部支撑筒4作为空心阴极组件的触持极，也用作栅极组件的安装，栅极
组件与空心阴极组件的端部之间的空腔形成主电离区，工质气体由空心阴极组件进入，并在空心阴极组件内发生电离，由空心阴极组件内产生电子由工质气体将电子引出至栅极组件，通过栅极组件将电子加速释放，形成电子束流，电子束流通过栅极组件前与环形气管5内气体发生碰撞电离，降低栅极组件与空心阴极组件的端部之间的空腔内发生的放电震荡减弱，增加放电的稳定性和减少各个零件的腐蚀程度，增加各个零件的寿命，外部支撑筒4外套的磁场部，通过改变磁场的强弱将离子引入栅极组件，提高主电离区的放电效率。
[0025]本专利技术通过空心阴极组件作为电子源，能够提高工质气体利用率及主电离区的工质气体的电离率，从而提高发动机的比冲。同时通过环形气管5可以使得主电离区的离子分布更加均匀。使用栅极组件也能够提高和调节发动机的推力，通过磁场部也能增加主电离区的放电效率。
[0026]本专利技术也可用于航天器的表面电位控制，通过调节栅极组件内电压及与空心阴极组件端部之间电势，使得电子或离子束流引出。
[0027]本专利技术主要针对航天推进和真空电子源等。
[0028]本专利技术中，外部支撑筒4与法兰盘17通过绝缘体固接在一起。
[0029]进一步优化方案，栅极组件包括屏栅2，屏栅2与外部支撑筒4的一端本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种空间用微小推力发动机，其特征在于：包括外部支撑筒(4)，所述外部支撑筒(4)一侧固接有栅极组件，所述外部支撑筒(4)另一侧固接有法兰盘(17)，所述法兰盘(17)中部固接有空心阴极组件，所述空心阴极组件位于所述外部支撑筒(4)内，所述栅极组件和所述空心阴极组件之间设有环形气管(5)，所述环形气管(5)的一端穿过所述法兰盘(17)，所述外部支撑筒(4)外套设有磁场部，所述磁场部位于远离所述法兰盘(17)的一端。2.根据权利要求1所述一种空间用微小推力发动机，其特征在于：所述栅极组件包括屏栅(2)，所述屏栅(2)与所述外部支撑筒(4)的一端固接，所述屏栅(2)远离所述外部支撑筒(4)一侧设有若干第一绝缘陶瓷(15)和若干加速栅(1)，若干所述加速栅(1)与若干所述第一绝缘陶瓷(15)交替设置，所述加速栅(1)与所述第一绝缘陶瓷(15)固接，所述屏栅(2)与位于端部的所述第一绝缘陶瓷(15)固接。3.根据权利要求1所述一种空间用微小推力发动机，其特征在于：所述空心阴极组件包括热屏筒(6)，所述热屏筒(6)位于所述外部支撑筒(4)内，所述环形气管(5)的端部位于所述述热屏筒(6)外壁与所述外部支撑筒(4)内壁之间的空隙，所述热屏筒(6)与所述法兰盘(17)固接，所述热屏筒(6)内套设并固接有加热部，所述加热部内套设并固接有热丝陶瓷骨架(8)，所述热丝陶瓷骨架(8)内套设并固接有阴极发射部，所...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨威，龙建飞，杨乐，
申请(专利权)人：重庆科技学院，
类型：发明
国别省市：