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等离子体推动器 为什么要使用电推动器？ 1.传统化学推进剂的缺点： （a）在深空探测中，化学推进剂占航天器重量的绝大部分，有效载荷小，效率低，造价高。 （附：肼（联氨）-----一种无色发烟的、具有腐蚀性和强还原性的液体化合物NH2－NH2 [hydrazine],它是比氨弱的碱,通常由水合肼脱水制得, 燃烧热较大15 年）,为保持轨道定点位置,所需的推进剂越来越多（使用次数愈来愈多）,大量挤占了有效载荷的重量。因此,大型通信卫星的推进系统改用电推进已势在必行。 目前航天领域广泛使用的化学火箭发动机，对于完成航天器从地面向空间轨道的发射任务，还难以用其它动力装置代替。但由于化学推进的比冲偏小，最大不超过4.6kN*s/kg，所以，如果对于航天器的轨道转移、轨道修正、姿态控制、对接交会、位置保持、南北轨控和星际航行等特殊任务仍然采用化学动力装置，那么就会使一直昂贵的航天器发射成本居高不下，而且也会严重影响其使用寿命。 （a）效率高―――喷射离子速度远高于化学燃烧气体粒子速度； 电推进技术的推进剂效率(或比冲) 是化学推进系统的几倍甚至几十倍 （b）所需重量降低； （c）最终速度高（化学推进剂： 5 km/s，电推动：10-20 km/s）。 缺点：推力小，加速时间长，需要电源， 推进器的任务 (轨道转移； (遥感卫星的轨道调整和姿态控制； (通讯卫星的轨道保持； (深空探测； 电推进简史 1．国际电推动发展史 (第一次离子推动实验室实验 By 1916 Goddard and his students were conducting perhaps the worlds first electric propulsion experiments with ion sources. Four years later Goddard devoted passages of his technical reports to his EP experiments. (第一次电推动飞行实验 世界上首次电推进(脉冲等离子体推进) 空间飞行试验是前苏联于1962 年进行的； （： 第一次离子电推进系统的空间飞行试验是美国于1964 年进行的。 (商业卫星电推动 1997年起,在离子电推进商业卫星上正式应用; (电推动作为主推器 1999年首次用作航天器的主推进系统。 (使用电推进系统的航天器数量 目前，已经达到200颗以上。 (现代离子推进器的能力 推动速度： 90Km/S((200,000 miles/h 推力：0.5 Newton 附：1.美国NASA电推动历史概要 (五十年代开始研究电推动； (第一次离子电推动空间实验Space Electric Rocket Test1(SERT 1)1964，7，20，持续31 分钟后返回地球。（注：电池供电，离子推进器绑在模拟太空舱上，太空舱由战斗机发射。） (1974 to 1983 发展 8cm 汞离子推动器；卫星轨道保持。 （1990开始使用氙气。 氙气优点：化学性质稳定,便于贮存,经压缩后其密度可接近于1。氙的原子量也较大,电离电压低。 缺点：属于稀有气体,资源 较少） 附：为什么使用高原子子质量放电气体？ 提高推力，降低推进剂流量、等离子体离子流量((high thrust-to-current ratio,降低对放电电源输出电流的要求） (1998-2001 深空电推动： 30cm 离子推动器，用做主推动器，推动里程 263,179,600km ,推动速度4,500 m/ s,观测行星200个，运行时间，16,246h。 深空探测器总重量为486 kg，肼化学燃料31 kg， 氙推进剂81.5 kg，太阳能电池功率2.5 kW。 2. 日本电推动 2001年日本北海道(Hokkaido)技术研究所进行了低功率微波静电推力器试验。在27 W功率下的预期性 能为: 效率10%,比冲1 250 s,推力360 μN。2004 年完成了放电室直径1.6 cm 小型微波放电推力器的5 000 h 试验。在30.8 W功率下, 推力为0.5 mN, 比冲为1 371 s。该推力器用磁喷嘴,而不是栅极加速引出束流。 2003年5月日本发射了4年使命周期的小行星采样返回航天器Muses - C, 发射后改名为隼鸟 ( Hayabusa) 。航天器用3 台( 第4 台备份) 10 cm 微波电子回旋谐振放电离子发动机作为主推进, 单台推力 器功率400 W, 推力8mN, 比冲3 000 s。2003 年5 月27 日至6 月中旬, 离子电推进成功点火工作。由于太 阳爆发引起电池阵损伤, 使得2005 年夏天交会被推迟。2005年9月达到丝川( Itokawa)