一种吸气式离子发动机

技术领域

本发明涉及一种发动机，具体为一种吸气式离子发动机，属于航天发动机系统技术领域。

背景技术

发动机系统是火箭、卫星、空间站等航天器的完成各项任务所必需的动力之源，发动机的性能指标直接决定了航天器的整体技术水平。近年来，电推进方式由于其高比冲、长寿命的特点，与传统化学推进方式相比具有明显优势，因此在轨道卫星及深空探测等方面取得了越来越多的应用。根据工作原理的不同，电推进方式可分为电热式、电磁式、静电式三类。离子发动机属于目前应用较为广泛的一种静电式电推进技术。

目前已有的离子发动机(以及其它电推进方式或化学推进方式)，均不可避免的存在一个致命性的缺陷，即必须由航天器自身携带推进剂。一般来说，一个采用化学推进的卫星，推进剂所占其初始重量的比例甚至可能超过60％，若采用离子发动机等电推进技术，可显著降低推进剂携带量，然而仍无法彻底解决该问题，自身推进剂的消耗成为限制卫星寿命、影响卫星发射成本的最重要的因素。

发明内容

本发明的目的就在于为了解决上述至少一个技术问题而提供一种吸气式离子发动机。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：一种吸气式离子发动机，包括

进气道，其设置在该离子发动机的尾端，并利用卫星的轨道飞行速度对来流大气进行收集，收集的来流大气作为该离子发动机的工作介质，所述进气道包括进气口；

电离室，其设置在该离子发动机的前端，并通过电子轰击或接触式电离器对推进剂进行深度电离，使来流大气中的O2、N2等组分转变为O+、N+等正离子，所述电离室包括室壁以及安装在室壁前端的电离器；

加速栅极，其位于所述电离室的尾部，并由一组或多组高压电场组成，且所述加速栅极通过静电力对所述电离室内的正离子进行加速，并从尾部高速喷出，由于动量守恒原理，使发动机产生推力；

离子中和器，其设置在所述电离室的前端，并将所述电离室内产生的电子从该离子发动机尾喷口处排出；

电源，其设置在该离子发动机的一侧，且其用于对所述电离室、加速栅极以及离子中和器供电。

作为本发明再进一步的方案：所述进气道的进气口处安装有离子偏转器。

作为本发明再进一步的方案：所述进气道的进气口处安装有流量调节阀。

作为本发明再进一步的方案：所述电离室具备二次电离的功能。

作为本发明再进一步的方案：所述电离室的室壁上设置有电磁线圈。

作为本发明再进一步的方案：所述离子中和器将电离室内产生的电子与通过加速栅极的高速正离子流混合。

作为本发明再进一步的方案：所述电源通过外设的管理系统完成对该离子发动机的加速栅极、离子中和器以及电磁线圈进行控制。

本发明的有益效果是：

(1)通过吸气式方案，可充分利用轨道高度的稀薄大气组分作为发动机的工作介质，从而减少甚至避免卫星对自身携带推进剂的依赖，从某种意义上讲等同于“无工质”推进，可大幅降低卫星发射重量和发射成本，显著提高卫星运行寿命，具有重要的应用前景和可观的经济价值；

(2)本发明提出的吸气式方案相对于传统离子发动机，省去了推进剂贮箱、输送系统等设备，减轻了结构重量，降低系统复杂程度，可显著提高卫星的可靠性及寿命；

(3)一般低轨卫星所运行的轨道高度大致位于地球大气电离层范围内，该范围内大气组分由于太阳辐射作用发生部分电离，存在大量的O+等正离子，是吸气式离子发动机天然的推进剂，同时可进一步节省发动机的电离能耗；

(4)传统的离子发动机(自身携带推进剂)经过多年的研究发展和改进，技术已较为成熟，目前已大量应用于各种卫星上，因此，作为本发明的基础，技术成熟度高，风险小，开发周期短，研制成本低；

(5)航空领域所采用的吸气式概念仅能利用稠密大气层中的氧气，仍需与自身携带的燃料进行氧化还原反应才能释放化学能，而本发明对工质加速采用的是静电加速方法，因此可完全实现零工质携带；

(6)本发明提出的“利用高空大气组分作为推进工质”的理念，同样可适用于其它类型的电推进发动机，如霍尔发动机、电弧加热式发动机、磁等离子发动机等，具有广阔的推广价值和应用前景。

附图说明

图1为本发明结构示意图。

图中：1、进气道，2、电离室，3、加速栅极，4、离子中和器，5、电源，6、电离器，7、电磁线圈。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

实施例一

如图1所示，一种吸气式离子发动机，包括

进气道1，其设置在该离子发动机的尾端，并利用卫星的轨道飞行速度对来流大气进行收集，收集的来流大气作为该离子发动机的工作介质，所述进气道1包括进气口；

电离室2，其设置在该离子发动机的前端，并通过电子轰击或接触式电离器对推进剂进行深度电离，使来流大气中的O2、N2等组分转变为O+、N+等正离子，所述电离室2包括室壁以及安装在室壁前端的电离器6；

加速栅极3，其位于所述电离室2的尾部，并由一组或多组高压电场组成，且所述加速栅极3通过静电力对所述电离室2内的正离子进行加速，并从尾部高速喷出，由于动量守恒原理，使发动机产生推力；

离子中和器4，其设置在所述电离室2的前端，并将所述电离室2内产生的电子从该离子发动机尾喷口处排出；

电源5，其设置在该离子发动机的一侧，且其用于对所述电离室2、加速栅极3以及离子中和器4供电。

在本发明实施例中，所述进气道1的进气口处安装有离子偏转器，除完成常规进气作用外，还可利用离子偏转器，对来流大气中已有的正离子(O+)进行富集和筛选，以提高发动机内离子的面密度，满足发动机对不同推力、功耗的指标需求。

在本发明实施例中，所述进气道1的进气口处安装有流量调节阀，使进气道1具备流量调节功能，即通过调整进气口面积，改变发动机的质量流量，从而实现变推力调节。

在本发明实施例中，所述电离室2具备二次电离的功能，即可根据工作模式需要，选择是否对来流大气组分中的中性原子进行电离，从而适应不同任务模式下的功率限制和推力需求。

在本发明实施例中，所述电离室2的室壁上设置有电磁线圈7，实现对电子的偏转和收集。

在本发明实施例中，所述离子中和器4将电离室2内产生的电子与通过加速栅极3的高速正离子流混合，中和电量，避免长期工作后发动机累积负电荷，影响发动机的性能和其它设备的工作环境。

在本发明实施例中，所述电源5通过外设的管理系统完成对该离子发动机的加速栅极3、离子中和器4以及电磁线圈7进行控制。

实施例二

一种吸气式离子发动机，假定吸气式离子发动机典型的工作轨道高度为150km，该高度下大气参数为：大气密度3.0×10-

其中，

假设通过电离室后以上质量流量的电离率为100％，即来流大气组分完全转化为O+、N+正离子。采用500V电压的加速栅极，推进剂可获得的速度增量为：

其中，△V为推进剂速度增量，V

根据动量定理，产生的推力为：

参考常规离子发动机参数，取本实例的发动机效率为0.5，则需输入功率为

迎风面为1m

根据以上分析，该吸气式离子发动机的理论比冲为8196s，远远高于常规化学火箭发动机的性能(200s至450s)，并且通过增加加速栅极的电压，在功率可承受的范围内，该发动机的推力及比冲仍有较大的提高空间。

根据以上设计及分析过程，可得到本发明专利具体实施例的主要性能参数如下：

发动机进气口直径200mm，输入功率4742W，加速栅极电压500V，发动机比冲8196s，发动机推力59mN，携带推进剂质量0kg。

工作原理：通过吸气式方案将轨道高度的稀薄大气组分作为发动机的工作介质，可极大程度上减少甚至完全避免传统航天器对自身携带推进剂的依赖，从而获得大幅度降低卫星重量及火箭发射成本、显著提高卫星寿命等收益，具有重大的应用前景和和可观的经济价值。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。