电推进系统

摘要： 航天推进产业是指为航天和国防应用提供各类型火箭发动机的企业及其上游供应商,包含固体火箭发动机、液体火箭发动机、吸气式超燃冲压发动机、电推进系统、核推进及其他先进推进技术领域的研发研制。这些企业及其供应商研制和供应各类型火箭发动机的能力很大程度上决定了运载火箭、导弹武器、卫星和航天器的发展水平,以及新一代武器平台和卫星平台的转型升级。

摘要： 随着绿色航空概念的提出和锂电池技术的发展,电动飞机成为未来航空领域发展的重要方向。该文利用现有技术对燃油动力飞机进行电动化改装,从而提高飞机的可维护性,降低使用成本。以某轻型运动飞机为对象,首先根据飞机用途制定改装方案,详细地分析了电推进系统中电动机和动力电池的主要参数。其次,从质量、性能等方面说明改装工作的可行性。最后,梳理当前电动改装所面临的问题。研究表明,将燃油飞机改装为电动飞机对续航性能有较大的影响,需要从总体设计、电推进技术以及动力电池等方面综合考虑如何延长航程。

摘要： 法国政府一直致力于绿色环保减碳事业,2020年4月法国颁布法令通过“国家低碳战略”,航空领域在2035年实现碳中和计划目标。政府对此投入大量资金,给航空企业提供政治和军事订单及救助。航空电气化成为趋势,混合电推进系统是走向电气化的过渡阶段,也是近中期重点研究方向。法国赛峰集团、国际合作集团、研究机构及初创公司制定了相关计划并进行了验证研究。航空混合电推进系统已经成为当今航空业发展的热点,具有广阔的市场前景。

摘要： 航空混合电推进系统是一种新概念推进系统,其工作原理是燃气涡轮发动机驱动发电机产生电能,输出电力带动电动机或者风扇工作,电动机带动大部分或者全部螺旋桨或者风扇产生推力。目前,英国政府及航空企业十分重视混合电推进系统的研发,燃气涡轮发动机公司和初创公司看到了混合电推进系统的市场前景,积极探索新型混合电推进系统方案。

摘要： 亚太6D卫星是由亚太卫星宽带通信(深圳)有限公司(亚太星通)采购,与香港亚太通信卫星有限公司(亚太公司)共同监造的一颗地球静止轨道宽带通信卫星,是中国首个开展电推进技术商业化应用的卫星。卫星采用了基于兰州空间技术物理研究所LIPS-200型离子推力器的电推进系统,电推进系统在轨执行卫星15年南北位置保持任务。由于性能验证必须具备真空环境,因此将电推进系统搭载在卫星上,采用一系列测试手段和方法,确认电推进系统与其他系统之间工作的兼容性。重点介绍了卫星电推进设计,集成性能测试、功能兼容联试、真空点火测试、真空电磁兼容测试等。对电推进初步飞行结果的分析表明,电推进系统与卫星全方位兼容。卫星发射入轨后,将对电推进系统的推力、功率等进行测试评估,确认电推进工作状态满足南北位置保持任务需求。

摘要： 电推进系统接口组成复杂,软硬件耦合性强,可靠性要求高,整体设计难度大。介绍了千瓦级离子电推进子系统初样研制,主要包括子系统的组成、产品设计、可靠性试验验证、系统联试等。从系统构架上对电类单机进行了合并,实现了接口优化目标;FDIR设计中将功能分解到硬件、主控软件、FDIR软件三个层面,实现了故障冗余与恢复的最优分配;实现了包括系统双发点火、推力闭环控制等特色功能,达到了推力80 mN,比冲3000 s,功率≤2370 W的系统性能指标。

摘要： 随着电力电子技术的进步和航空产业绿色发展的需求,以电能作为主体推进动力的航空飞行器受到了广泛关注,特别是航空推进电源系统的设计对于优化飞机结构、减少碳排放和提高飞机可靠性具有重要意义。同时,多电/全电背景下的飞机电源系统在转换效率、功重比和能量综合管理等方面也面临着新的问题与挑战。围绕电推进飞机的关键技术,对航空推进电源系统的能源体系架构、电力电子变换器拓扑结构、协同控制方法和能量管理等方面进行了研究现状的梳理。在此基础上,归纳和展望了飞机电推进系统,包括宽禁带半导体器件、大功率脉冲性负载以及分布式电推进等方面的未来研究趋势。

摘要： 针对霍尔电推进(HEP)系统功率处理单元(PPU)阳极电源输入电压范围易受电推进发动机、太阳能电池阵等设备的影响而波动范围较大的问题,设计了一款高性能阳极电源,采用了两级式功率拓扑架构,前级为反向耦合两相交错并联Boost变换器,后级为定频LLC谐振变换器。研究该拓扑架构的工作原理并进行小信号建模,仿真和原理样机证明了设计的阳极电源满足宽输入电压范围特性,且具备良好的抗扰动能力及较高的效率。

摘要： 伴随航空业不断发展,航空碳排放环保问题日趋严峻,新能源飞机逐渐兴起,新能源飞机适航安全性成为研究热点。本文首先从新能源飞机定义、新能源飞机与传统飞机区别以及新能源飞机类型及特点阐述了新能源飞机基本内涵,然后总结了国内外新能源飞机相关适航审定规章与标准,最后从飞机动力系统、能源储存系统、飞机飞控系统、新能源飞机整机以及新能源飞机复合材料五个领域重点解析适航安全关键问题和技术发展。

摘要： 电动飞机依靠电推进系统为飞机提供所需的动力,而电动飞机蓄电池的能量密度制约了飞机续航能力的提升.在蓄电池能量密度受限的条件下,进行电推进系统能效优化,提高电推进系统效率,降低电推进系统损耗,对增加飞机的续航时间具有重要意义.以某双座可调定桨距螺旋桨电动飞机电推进系统为例,依据飞机的飞行任务剖面搭建了飞机电推进系统在起飞及巡航阶段的系统损耗模型,以可调定桨距螺旋桨桨矩角为优化变量,以飞机完成一次飞行任务剖面能耗最小为目标,提出一种适于可调定桨距螺旋桨电动飞机电推进系统的能效优化方法.为了验证该方法的有效性,搭建样机测试平台,进行了样机试验,试验结果表明:该能效优化方法能够有效提高飞机电推进系统效率,使飞机完成一次飞行任务剖面的系统能耗降低了8％以上.

摘要： 为解决电推进系统工质氙工作温度在临界点附近导致的传统状态方程计算偏差过大的问题,通过对氙气的分子结构进行分析,建立了一种基于对比态法的氙气物理特性计算方法.通过开展试验研究、并国外数据对比分析,结果表明,在整个压力-温度范围内,该方法能够准确对气相、液相、超临界区域的氙气物理性质进行计算,误差小于0.5％.

摘要： 2012年10月,我国首套霍尔电推进飞行系统搭载SJ-9A卫星发射升空,随后完成了212次空间点火试验,推进系统的各项性能均达到指标要求,圆满完成首次飞行演示验证任务。SJ-9A霍尔电推进系统包括1台霍尔推力器、1台电源处理单元、1台滤波模块、1套贮供单元和1套电推进控制单元。本文首先介绍我国首套霍尔电推进系统组成,然后介绍各单机功能、技术要求和系统飞行试验程序,最后给出结论。

摘要： 研究了利用电推进系统进行GEO卫星轨道保持问题,采用东西向和南北向解耦控制方案,给出了一种基于两周预报的位置保持策略,南北位置保持每天实施,东西位置保持在必要时实施.根据GEO卫星预报轨道漂移量计算位置保持所需的最优脉冲以及施加脉冲时刻,再计算小推力发动机开机时间区间.同时研究了推力变化对位保效果和燃料消耗的影响.对东经115°的GEO卫星一年的位置保持仿真,数值仿真结果表明,GEO卫星的经度基本保持在死区±0.05°以内,纬度基本保持在死区±0.01°以内.该策略可有效地用于GEO卫星的位置保持.

摘要： 未来战争的需求使得高空长航时无人机系统的发展在世界范围内得到了空前的重视.本文综述了国际上典型高空长航时无人机及其动力系统发展动态和趋势,对面临的技术难点进行分析,对其未来的发展进行探讨.动力技术是高空长航时无人机的两项关健技术之一，其发展也是随着作战思想、作战形式和任务要求的改变而不断发展的。目前，高空长航时无人机采用的动力装置有涡轮发动机、涡轮活塞组合发动机和新型动力系统，如太阳能推进系统和电推进系统。无人机用途广泛，品种繁多，是当前研究的热点，应制定合理的无人机发展路线，合理谋划无人机动力装置的发展战略。应从长远出发，积极开展高空无人机动力装置的预先研究和自主创新工作，为适应未来无人机发展的要求打下坚实的基础。

摘要： 电推进作为一种先进的推进技术,已经开始逐步在我国航天器上推广应用.电推进系统的漏率指标比化学推进系统提高了一个量级,原有以非真空累积检漏方法为核心的检漏系统已经不能满足电推进系统卫星总装检漏要求.为了满足电推进系统在我国后续航天器上的大规模应用,研制了一套以真空质谱检漏方法进行航天器总漏率测试的检漏系统.该系统包括自动充排气系统、三维可视化单点检漏系统、真空质谱总漏率测试系统、多余物控制系统和集中监控系统5个分系统,可以实现卫星的充放气、单点检漏及总漏率测试.该系统对卫星产品的最高充气压力可达35MPa,单点检漏灵敏度优于1×10-8Pa·m3/s,真空质谱总漏率测试系统极限真空度优于5×10-4Pa,工作真空度优于5×10-3Pa,总漏率测试灵敏度优于1×10-7Pa·m3/s.

摘要： 电推进作为一种先进的推进技术,已经开始逐步在我国航天器上推广应用.电推进系统的漏率指标比化学推进系统提高了一个量级,原有以非真空累积检漏方法为核心的检漏系统已经不能满足电推进系统卫星总装检漏要求.为了满足电推进系统在我国后续航天器上的大规模应用,研制了一套以真空质谱检漏方法进行航天器总漏率测试的检漏系统.该系统包括自动充排气系统、三维可视化单点检漏系统、真空质谱总漏率测试系统、多余物控制系统和集中监控系统5个分系统,可以实现卫星的充放气、单点检漏及总漏率测试.该系统对卫星产品的最高充气压力可达35MPa,单点检漏灵敏度优于1×10-8Pa·m3/s,真空质谱总漏率测试系统极限真空度优于5×10-4Pa,工作真空度优于5×10-3pa,总漏率测试灵敏度优于1×10-7pa·m3/s.

摘要： 基于高性能电机系统的电推进技术是临近空间飞行器的关键技术之一.本文详细分析阐述了临近空间复杂环境工况约束条件对电推进系统用电机装置提出的性能指标需求.分别研究了极槽配合、损耗分配比例、磁极形式、槽型结构等对电机性能的影响规律.研制了系统样机并搭建了实验平台,电机系统的测试结果验证了理论分析的准确性,实现了系统高效率的设计目标.最后,面向未来技术发展趋势提出了建议.

摘要： 研究了利用电推进系统进行GEO卫星轨道保持问题,给出了一种基于日预报的位置保持策略.首先,根据GEO卫星轨道漂移规律,分析了小推力推进系统每日进行位保的可行性;然后,针对四电推力器配置构型,给出了每日轨道误差、各推力器工作时间与区间的预测方法;进一步,针对给定的定点位置,根据位保效果对电推进安装角进行了优化选择,并研究了推力变化对位保效果和燃料消耗的影响.以东经100度定点为例对所给方法进行了仿真验证,数值结果表明:本文所给策略可有效用于GEO卫星位置保持.

摘要： 在总结国外小功率电推进技术发展和小卫星应用情况的基础上,分析了小卫星对电推进系统的需求及应用必要性和可行性,提出了我国小功率电推进技术发展和应用方面的具体建议.小卫星应用电推进要遵循的基本原则包括:能用传统推进完成的就不用电推进，能用简单电推进完成的就不用复杂电推进，应用电推进要经过飞行试验验证，针对具体使命用好电推进要从小卫星方案设计阶段做起。多星发射下的星座展开、SAR卫星等的编队飞行都需要高性能的推进系统，不仅速度增量需求大，而且要求能够兼顾卫星展开、轨道保持(间距维持)、寿终离轨等机动，离子和霍尔电推进是最好的选择。

摘要： 电推进在轨工作时将产生低温稠密等离子体,与GEO轨道的空间离子体特性存在较大差异,且羽流中交换电荷等离子体易受到卫星表面电位的作用,形成返流并作用于大型太阳电池阵,对航天器表面带电效应的产生重要影响.为此,本文开展电推进等离子体对航天器表面带电效应的理论研究.本文利用麦克斯韦分布描述空间等离子体分布特性,计算获得空间等离子体中电子和离子充电电流,综合考虑材料二次电子和背散射电子发射电流,分析电推进产生等离子体充电特性,并基于充放电平衡方程建立表面充电电位的计算方法,进行电推进产生等离子体和空间等离子体综合作用下的表面带电机理分析.空间等离子体电子电流密度约为10-6A/m2,交换电荷返流及中和电子电流密度约为10-3A/m2,因此当电推进工作时,其羽流离子体成为卫星充电的主导因素.在综合考虑空间等离子体充电电流以及材料特性时,太阳电池玻璃盖片表面充电平衡电位为-30000V,而仅考虑电推进充电电流时,卫星表面电位钳制在-10V左右.通过与国外在轨实验数据进行对比,研究表明,电推进工作时,其羽流等离子体为卫星表面带电的主要影响因素,且交换电荷返流及中和电子可以缓解由空间等离子体造成的危害性表面充放电效应.

摘要： 本发明基于电推进发动机长时间试验任务需求，设计了一套用于电推进发动机长时间试验的推进剂持续供给系统。本发明主要由气源、吹除管路、调压、质量流量调节和推进剂管路内压强监测五部分组成。采用了双气源搭配吹除系统的方案，避免了因为更换气源造成的实验中止和杂质气体对电推进发动机自身的损害。质量流量调节设有多路备份，用于长时间试验过程中对流量计的重新标定校准，通过在流量计前后分别加装阀门将真空舱、推进剂管路与流量计独立起来，不影响真空环境的条件下拆装流量计等等。本发明能够满足电推进发动机长时间试验对推进剂供给系统在流量、压强、可靠性等方面的要求。

摘要： 本发明涉及电推进推进剂供应系统技术领域内的一种基于丝状推进剂的铋工质电推进供应系统，包括铋丝贮盒、送丝机构、铋工质气化装置以及感应加热电源；铋丝贮盒内盘旋有铋丝，铋工质气化装置包括堵盖A、感应加热线圈、感应加热支撑筒、堵盖B以及通气导管，感应加热线圈缠绕于感应加热支撑筒上并与感应加热电源电连接，堵盖A和堵盖B密封连接于感应加热支撑筒的两端，通气导管与堵盖B密封连通；铋丝贮盒内盘旋的铋丝通过送丝机构的牵引驱动自堵盖A进入感应加热支撑筒的腔体内，铋丝通过感应加热的方式由固相变为气相并通过通气导管输出。本发明采用感应加热方式，加热方式更为集中高效，结构更为简单，降低了工质供应系统的复杂性。

摘要： 本发明技术方案公开了推进装置及其可调进口预旋导叶电驱动涵道风扇推进系统，包括涵道外廓；安装于所述涵道外廓中的核心支架；安装于所述核心支架中的推进电机和风扇；所述推进电机中还安装有进口预旋导叶系统，通过所述进口预旋导叶系统实现在所述推进电机转速不变的情况下快速调节所述风扇的加工量，而实现灵活调节推力。本发明通过进口预旋导叶的调节，使推进系统适应从低速到高速的多种不同工况，满足eVTOL不同飞行模式下的推力需求，提高eVTOL巡航速度和巡航效率。同时，通过调节进口预旋导叶偏角，推进系统的推力可以灵活调节，不必等待电机转速改变，从而提高eVTOL垂直起降过程的控制效率，简化控制器设计，提高稳定性。

摘要： 本发明公开了一种基于吸气式电推进的推进工质供给方法及系统，该方法包括在飞行器处于空间飞行过程中获取推进工质贮箱内推进工质的贮量；所述推进工质为吸气式电推进器捕集到的飞行环境中的气体；确定所述贮量达到目标贮量后控制所述飞行器由第一轨道进入第二轨道。本申请实施例提供的基于吸气式电推进的推进工质供给方法，让携带吸气式电推进器的飞行器在大气密度高的低轨道进行环境气体的高效捕集，除了用于飞行器在低轨道维持所需的气体外，飞行器可以将多余的气体储存起来，留作其在高轨道的维轨和机动变轨使用。可以使吸气式电推进器的应用范围更广。

摘要： 本发明基于电推进发动机长时间试验任务需求，设计了一套用于电推进发动机长时间试验的推进剂持续供给系统。本发明主要由气源、吹除管路、调压、质量流量调节和推进剂管路内压强监测五部分组成。采用了双气源搭配吹除系统的方案，避免了因为更换气源造成的实验中止和杂质气体对电推进发动机自身的损害。质量流量调节设有多路备份，用于长时间试验过程中对流量计的重新标定校准，通过在流量计前后分别加装阀门将真空舱、推进剂管路与流量计独立起来，不影响真空环境的条件下拆装流量计等等。本发明能够满足电推进发动机长时间试验对推进剂供给系统在流量、压强、可靠性等方面的要求。

摘要： 本实用新型提供电推进船的推进机构及电推进船。电推进船的推进机构具备：发电机，借助选择液体燃料的扩散燃烧或气体燃料的预混合燃烧而驱动的双燃料发动机来发电；蓄电池；以及电动马达，如果被从发电机或蓄电池供给电力，则将螺旋桨驱动；电动马达是直流马达；推进机构还具备：负荷变动检测传感器，当在双燃料发动机通过预混合燃烧而驱动中、电动马达在与发电机连接的状态下从发电机接受电力的供给而进行动力运行的情况下，检测电动马达的负荷变动；以及切换机构，进行发电机、蓄电池及电动马达的连接的选择及电力的分配；如果由负荷变动检测传感器检测出的电动马达的负荷变动超过预先决定的阈值，则切换机构将电动马达与蓄电池连接。

摘要： 本申请公开了一种用于电推进的液体推进剂供给组件及电推进系统。该用于电推进的液体推进剂供给组件包括：管路以及依次设置在所述管路上且由所述管路导通的加热装置、多孔材料件、防水透气膜和减压阀。本发明还提供了包括上述用于电推进的液体推进剂供给组件的电推进系统。本申请解决了空间电推进中氙气作为推进剂成本高、无法长期大量应用、以及而飞行器自身携带的空间废液、废水及原位资源可用的液体不能得以利用的问题。实现了液体推进剂的微流量供给，具有效率高、灵活度高、适用范围宽和长寿命的特点。

摘要： 本发明公开了一种卫星全电推进系统及推进方法，主要由底座、滑动导轨、滑台、动子线圈、定子磁铁、专用光栅尺、光栅尺配用读取头和铁球等组成。工作时，全电推进器是利用滑台上的铁球的向前移动后突然停止移动，使铁球产生惯性，卫星利用内部产生的惯性向前加速滑行，利用铁球向后移动，使底座产生反作用力，给卫星加速；全电推进器也可以利用滑台上的铁球来回移动产生反推力，给卫星减速；本发明结构简单紧凑可靠，系统为全电性质，所需的电能可通过太阳能电池板或者核能发电获得，减少了卫星的发射重量，从而大幅降低发射成本，提高卫星有效载荷能力、延长了卫星服役寿命。

摘要： 本发明公开了一种航天器电推进系统两级减压的装置及减压方法。该系统包括一级高减压比粗减压系统、二级高精度连续可调减压系统。试验系统具有高稳定度、高精度的优点。本发明公开的配套方法规定了减压装置的实际操控方式和具体步骤，包括减压系统连续工作的开启时序。该方法简单且可操作性强，能极大地减少试验成本和时间，可以有效地完成航天器电推进系统的减压任务。

摘要： 本申请公开了一种新型通用于电推进系统的电源模块和电推进系统，包括电连接的隔离电源模块和电源芯片，还包括滤波电路、电源控制电路、功率电路和点火电路，其中，所述电推进系统的输入电压经过所述滤波电路进行抗浪涌滤波处；所述电源芯片向所述电源控制电路发出控制信号，所述电源控制电路接收所述控制信号并进行信号通信，实现数据运算控制；所述功率电路对从所述滤波电路输入的滤波电压进行升压变换，得到推进器所需的点火电压。电源冗余，保证电源和控制单元的供电安全、可靠、稳定。电源接口隔离，保证高压的可靠性。各个电路考虑到功率需求与输入电压的范围，隔离谐振电路采用全桥拓扑，来降低流过MOS管的电流，从而降低导通损耗。